Brevet FR3153109A1 — publié le 20250321

Sous-ensemble (10) de turbomachine destiné à un hélicoptère, comprenant une tuyère primaire (12) de sortie d’un flux de gaz d’échappement (F1), qui comprend un carter externe (14) et un cône interne (16) disposés concentriquement autour d’un axe longitudinal (X) et raccordés ensemble par des bras radiaux (18), le carter (14) entourant le cône (16) et définissant entre eux un conduit annulaire (C) pour l’écoulement du flux (F1). Le sous-ensemble comprend un répartiteur (20) ceinturant le carter (14) et configuré pour, d’une part recevoir, en entrée (20a), un flux d’air de refroidissement (F2) ayant une température inférieure à la température du flux (F1) et, d’autre part, répartir, en sortie, le flux (F2) à l’intérieur de bras radiaux (18). Le cône interne comporte une paroi externe (16a ; 16b’) dans laquelle une ou plusieurs ouvertures (O) sont aménagées pour permettre à l’air de (F1). Figure pour l’abrégé : Fig. 1. Sous-ensemble de turbomachine d’hélicoptère et turbomachine d’hélicoptère comprenant un tel sous-ensemble La présente invention concerne les turbomachines d’hélicoptères. Les turbomachines d’aéronef, et plus particulièrement les turbomachines d’hélicoptères, comprennent, dans le cas d’un hélicoptère bi-moteur, un ensemble propulsif qui comprend généralement un premier moteur configuré pour actionner un rotor principal et un deuxième moteur configuré pour actionner un rotor de queue. Les deux moteurs sont généralement connectés à une boîte de transmission principale qui a pour rôle de répartir la puissance entre le rotor principal et le rotor de queue. Chaque moteur peut être un moteur thermique, et plus spécifiquement un moteur à turbine à gaz comprenant un compresseur, une chambre de combustion, une première turbine reliée opératoirement par un arbre rotatif au compresseur et une deuxième turbine, ou turbine libre, couplée à un arbre de prise de puissance pour la transmission du mouvement au rotor concerné. L’ensemble formé du compresseur, de la chambre de combustion, de la première turbine et de l’arbre rotatif du moteur constitue un générateur de gaz. Les gaz d’échappement qui sont issus de la turbine libre mentionnée ci-dessus sont à des températures très élevées. Or, dans certaines situations de vol, par exemple en cas de vol stationnaire, les gaz d’échappement peuvent être redirigés par le souffle du rotor principal sur la poutre de queue de l’hélicoptère. Ceci peut s’avérer préjudiciable pour la structure de cette dernière car, de plus en plus, des matériaux composites sont utilisés pour fabriquer la structure de l’hélicoptère et ces matériaux sont bien souvent sensibles aux agressions thermiques. Afin de résister à ces températures élevées, il faut donc protéger au moins certaines zones du carénage externe de la poutre de queue par une protection thermique qui, toutefois, augmente significativement la masse embarquée et le coût économique de fabrication de l’hélicoptère. Il serait donc particulièrement utile de pouvoir remédier au moins en partie aux inconvénients mentionnés ci-dessus. Le présent exposé est le résultat de recherches technologiques visant à diminuer la température des gaz d’échappement dans le but de limiter, voire de supprimer, le recours aux protections thermiques sur le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère. Pour cela, il est notamment prévu d’utiliser de l’air déjà disponible dans la turbomachine, cet air étant à une température inférieure à la température des gaz d’échappement, pour refroidir ces derniers. Un premier aspect du présent exposé concerne un sous-ensemble de turbomachine destiné à un hélicoptère, comprenant une tuyère primaire de sortie d’un flux de gaz d’échappement, la tuyère primaire comprenant un carter externe et un cône interne qui sont disposés de manière concentrique l’un par rapport à l’autre autour d’un axe longitudinal de la turbomachine et raccordés l’un à l’autre par une pluralité de bras radiaux, le carter externe entourant le cône interne et définissant avec ce dernier un conduit annulaire pour l’écoulement du flux de gaz d’échappement, caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine comprend un répartiteur ceinturant au moins partiellement le carter externe, le répartiteur étant configuré pour, d’une part, recevoir, en entrée du répartiteur, un flux d’air de refroidissement existant dans la turbomachine et ayant une température inférieure à la température des gaz d’échappement et, d’autre part, répartir, en sortie du répartiteur, ce flux d’air de refroidissement à l’intérieur d’au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux (les au moins certains bras assurent ainsi chacun la distribution d’une fraction de flux d’air de refroidissement) à destination de l’intérieur du cône interne, le cône interne (dans lequel les fractions de flux d’air de refroidissement issues des bras radiaux sont distribuées) comportant une paroi externe dans laquelle une ou plusieurs ouvertures sont aménagées pour permettre à l’air de refroidissement du cône interne de sortir dudit cône interne et d’être injecté à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement. L’utilisation d’un flux d’air existant dans la turbomachine au niveau du cône interne de la tuyère primaire (tuyère d’échappement) permet de refroidir le flux de gaz d’échappement par l’intérieur (sur sa périphérie interne, c’est-à-dire au centre de l’écoulement), c’est-à-dire dans une partie de ce flux qui est en dépression, ce qui s’avère particulièrement efficace pour l’opération de refroidissement. Il s’ensuit que le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère intégrant la turbomachine est moins soumis qu’auparavant à des températures élevées qui nécessitaient le recours à des boucliers thermiques sur le carénage externe. Il est donc possible de limiter le nombre de boucliers thermiques, voire de les supprimer (dans certaines circonstances), ce qui permet de réduire la masse embarquée à bord de l’hélicoptère. Par ailleurs, l’utilisation d’un débit d’air déjà existant dans la turbomachine permet de ne pas avoir à effectuer de prélèvement sur le(s) moteur(s), ce qui n’affecte donc pas les performances de ce(s) dernier(s). Selon d’autres caractéristiques possibles : -la paroi externe du cône interne comporte une face d’extrémité aval, suivant le sens d’écoulement du flux de gaz d’échappement dans la turbomachine d’hélicoptère, qui est ouverte sur l’extérieur de manière à permettre à l’air de refroidissement du cône interne de sortir de ce dernier suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval ; -le cône interne est configuré pour guider l’air de refroidissement sortant du cône interne ; -le cône interne comprend un dispositif de type vis sans fin comportant une cannelure hélicoïdale qui définit un chemin hélicoïdal pour le guidage de l’air de refroidissement du cône interne vers l’extérieur ; -le cône interne comprend des conduits qui sont configurés chacun à l’intérieur pour véhiculer une partie de l’air de refroidissement du cône interne, les conduits étant enroulés les uns par rapport aux autres de manière à former une hélice ; -le cône interne comporte, en amont de la pluralité des bras radiaux, une pluralité d’ouvertures réparties de manière circonférentielle dans la paroi externe du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire, permettant ainsi aux fractions de flux d’air de refroidissement distribuées par lesdits au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux de sortir du cône interne en débouchant dans le conduit annulaire à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement ; -le cône interne comporte au moins un dispositif de guidage interne des fractions de flux d’air de refroidissement distribuées par lesdits au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles ; -ledit au moins un dispositif de guidage interne comprend en outre une pluralité d’ailettes circonférentielles qui sont disposées sur le trajet des fractions de flux d’air de refroidissement afin de conférer un mouvement de giration à l’air sortant par les ouvertures circonférentielles ; -le flux d’air de refroidissement provient d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine d’hélicoptère ; - le flux d’air de refroidissement provient d’un système de refroidissement d’un générateur-démarreur d’une turbomachine. Un second aspect du présent exposé concerne une turbomachine d’hélicoptère comprenant un sous-ensemble de turbomachine tel que brièvement exposé ci-dessus. Un troisième aspect du présent exposé concerne un hélicoptère comprenant une turbomachine telle que brièvement exposée ci-dessus. L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés qui sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’exposé. Sur ces dessins, d’une figure à l’autre, des éléments (ou parties d’élément) identiques ou équivalents sont repérés par les mêmes signes de référence. Sur ces dessins annexés : FIG. 1 La FIG. 1 illustre de manière schématique un premier mode de réalisation de l’invention d’un sous-ensemble de turbomachine. FIG. 2 La FIG. 2 illustre de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l’invention d’un sous-ensemble de turbomachine. FIG. 3 La FIG. 3 illustre schématiquement une forme de réalisation possible du premier mode de réalisation de l’invention. FIG. 4 La FIG. 4 est une vue en coupe axiale d’un sous-ensemble de turbomachine selon le premier mode de réalisation de l’invention et intégrant un dispositif de vis sans fin. FIG. 4 La FIG. 4 est une vue en perspective du dispositif de vis sans fin de la FIG. 4 . FIG. 5 La FIG. 5 est une vue en perspective d’un sous-ensemble de turbomachine selon le premier mode de réalisation de l’invention et intégrant des conduits enroulés à la manière d’une hélice. FIG. 6 La FIG. 6 est une vue en perspective depuis l’amont d’une forme de réalisation possible d’un sous-ensemble de turbomachine selon le deuxième mode de réalisation de l’invention. FIG. 6 La FIG. 6 est une vue partielle en coupe axiale du sous-ensemble de turbomachine de la FIG. 6 . FIG. 6 La FIG. 6 est une vue en perspective depuis l’amont de l’intérieur du cône interne du sous-ensemble de turbomachine des figures 6A et 6B. FIG. 7 La FIG. 7 illustre schématiquement un exemple d’aéronef avec un ensemble propulsif comportant deux moteurs. FIG. 8 La FIG. 8 illustre plus spécifiquement un mode de réalisation de l’ensemble propulsif de la FIG. 7 . Afin de rendre plus concret l’exposé, des modes de réalisation sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé toutefois que l'invention ne se limite pas à ces modes de réalisation. Les figures 1 et 2 représentent de manière schématique deux modes de réalisation principaux de l’invention. De manière générale, un sous-ensemble 10 de turbomachine d’aéronef tel qu’un hélicoptère comprend une tuyère primaire 12 partiellement représentée et qui comprend un carter externe 14 centré sur un axe longitudinal X de la turbomachine, suivant lequel un flux de gaz d’échappement (gaz chaud issus d’un processus de combustion interne à la turbomachine, notamment provenant d’une turbine à gaz) s’écoule d’amont en aval, comme repéré par la flèche F1. Le carter externe 14 présente une forme axiale dans une partie amont, puis une forme divergente dans une partie aval pour l’évacuation du flux de gaz d’échappement F1 hors de la turbomachine. La tuyère primaire 12 comprend également un cône interne 16 qui est disposé à l’intérieur du carter externe 14, et agencé de manière concentrique par rapport à ce dernier autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine. Le carter externe 14 entoure le cône interne 16 de manière à définir entre eux un conduit annulaire axial C pour l’écoulement du flux de gaz d’échappement F1. Le carter externe 14 et le cône interne 16 sont raccordés mécaniquement l’un à l’autre par une pluralité de bras 18 qui s’étendent radialement relativement à l’axe longitudinal X à l’intérieur du conduit annulaire axial C. Ces bras radiaux 18 sont répartis circonférentiellement à l’intérieur du conduit annulaire, et sont par exemple disposés de manière régulière les uns par rapport aux autres. Généralement, la pluralité de ces bras radiaux 18 assurent une fonction de tenue mécanique et de rigidification de l’ensemble (bras structuraux) Au moins une partie de la pluralité de ces bras radiaux 18 sont creux de manière à pouvoir véhiculer à l’intérieur un écoulement d’air. Le sous-ensemble 10 de turbomachine comprend également un répartiteur 20 (dispositif de répartition d’un flux d’air) qui ceinture au moins partiellement le carter externe 14 de la tuyère 12. A titre d’exemple, dans une forme de réalisation possible, le répartiteur 20 prend la forme d’un carter annulaire creux entourant le carter externe 14 et qui est fixé à ce dernier. Dans une autre forme de réalisation possible, le répartiteur peut avoir une forme semi annulaire (un ou deux demi-anneaux) ou prendre la forme de plusieurs segments formant chacun des portions d’anneau. Le répartiteur 20 reçoit, à son entrée 20a, un flux d’air (débit d’air) existant provenant d’une source S interne à la turbomachine et qui ne nécessite pas d’effectuer de prélèvement de puissance supplémentaire sur le ou les moteurs de la turbomachine afin de ne pas affecter les performances de ceux-ci. Dans un exemple de réalisation possible, le flux d’air existant provient d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine d’hélicoptère. Le lubrifiant est par exemple utilisé pour la lubrification du moteur ou des moteurs de la turbomachine d’aéronef et il peut par exemple s’agir d’huile. À titre d’exemple, le système de refroidissement précité peut comprendre un échangeur de chaleur air – lubrifiant qui est traversé par un circuit de lubrifiant chaud provenant d’un moteur de la turbomachine et par un flux d’air pouvant être de l’air extérieur qui se réchauffe par échange thermique avec le lubrifiant afin de refroidir ce dernier. Le flux d’air sortant de l’échangeur est plus chaud qu’à son entrée dans l’échangeur mais, de manière générale, sa température est néanmoins inférieure à la température du flux de gaz d’échappement F1, ce qui va permettre d’utiliser ce flux d’air, noté par la suite F2, pour le refroidissement du flux F1. A titre d’exemple, le flux d’air est réchauffé par de l’huile à une température de 120°C tandis que dans la zone d’échappement le flux d’échappement peut dépasser les 600°C. Ainsi, la source S de la FIG. 1 génère un flux d’air F2, appelé flux d’air de refroidissement, qui est acheminé par l’intermédiaire d’un ou de plusieurs conduits 22 (agencé(s) ici de l’amont vers l’aval) de la source S jusqu’à l’entrée 20a du répartiteur 20 pour alimenter ce dernier en air de refroidissement. A titre de variante, on notera que la source d’air de refroidissement utilisée pour refroidir le flux F1 peut provenir d’un système ou circuit de refroidissement qui est dédié à refroidir un ensemble générateur-démarreur et comporte généralement un conduit d’alimentation et une sortie pour l’évacuation de l’air réchauffé. Il est ainsi envisageable d’utiliser l’air réchauffé en sortie de l’ensemble générateur-démarreur pour l’acheminer jusqu’au répartiteur 20 décrit plus haut. Dans les configurations connues de système de refroidissement d’ensemble générateur-démarreur, soit un conduit est prévu en sorite pour acheminer l’air réchauffé vers l’extérieur de l’aéronef, soit l’air chaud est évacué directement dans le compartiment moteur. D’autres sources d’air de refroidissement peuvent alternativement être utilisées telles que le débit d’air provenant du système de refroidissement de la boîte de transmission principale de l’hélicoptère. Le répartiteur 20 est raccordé au carter externe 14 et aux bras radiaux 18 et, plus particulièrement, à une extrémité de chacun des bras radiaux creux 18 qui est ouverte sur le répartiteur, permettant ainsi une communication fluidique entre la sortie du répartiteur et l’intérieur des bras radiaux concernés. Ainsi, le flux d’air de refroidissement F2 qui pénètre dans le répartiteur 20 est réparti ou distribué à l’intérieur de chacun des bras radiaux creux 18 qui assurent ainsi chacun l’acheminement d’une fraction de ce flux d’air de refroidissement jusqu’au cône interne 16 auquel chacun des bras est raccordé. Chacun des bras radiaux creux 18 comporte une extrémité opposée à celle en communication avec le répartiteur et qui est ouverte sur le cône interne 16 de manière à établir une communication fluidique entre ces bras et l’intérieur du cône. On notera d’ailleurs que cette extrémité opposée des bras peut pénétrer à l’intérieur du cône et être conformée localement de manière à diriger la fraction de flux d’air véhiculée par chaque bras suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval du cône, comme illustré schématiquement en pointillés sur la FIG. 1 . Les fractions de flux d’air de refroidissement ainsi distribuées dans le cône interne par les bras radiaux peuvent être plus ou moins mélangées à l’intérieur du cône 16 et s’écoulent axialement vers l’aval, comme indiqué par les flèches F3 sur la FIG. 1 . Toutefois, dans une forme de réalisation possible, les fractions de flux d’air de refroidissement ainsi distribuées dans le cône interne 16 peuvent être redirigées dans ce dernier suivant une direction axiale vers l’aval sans réellement se mélanger avant d’atteindre, à l’extérieur du cône, le flux de gaz d’échappement par lequel elles sont aspirées. On notera que dans le mode de réalisation de la FIG. 1 le cône interne 16 comporte une paroi externe qui forme ici une face d’extrémité 16a, d’extension transversale ou radiale relativement à l’axe longitudinal X, qui est ici ouverte sur l’extérieur pour permettre à l’air de refroidissement (flux F3) de sortir du cône interne 16 et d’être injecté à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1 (cette zone d’injection est une zone de dépression de la veine de gaz d’échappement, ce qui permet d’aspirer l’air de refroidissement sortant du cône). Ce flux d’air amené au contact du flux de gaz d’échappement permet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter les effets indésirables d’une température trop élevée sur le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère dans lequel la turbomachine est installée. Dans le mode de réalisation de la FIG. 1 le cône 16 peut être configuré en interne pour guider l’air de refroidissement F3 sortant du cône, ce qui permet à cet air d’avoir une plus grande efficacité de refroidissement sur le flux de gaz d’échappement. Le guidage de l’écoulement dans le cône permet de diminuer la perte de charge et donc de distribuer davantage de débit d’air de refroidissement. Cela permet également de conférer une giration à l’écoulement F3 afin de favoriser le mélange avec le flux chaud F1. Différents agencements ou dispositifs, représentés schématiquement en pointillés par la référence 24, internes au cône interne 16 sont envisageables pour assurer le guidage de l’air suivant une direction sensiblement axiale et orientée vers l’aval du sous-ensemble. Des exemples possibles de tels agencements internes seront décrits plus loin. De tels agencements permettent de réduire les pertes de charges et de conférer une giration à l’écoulement d’air en sortie du cône, afin de favoriser le mélange et de maximiser la diminution de températures résultantes. De manière générale, on cherche à privilégier les points de fonctionnement à forte puissance et, à cet effet, des angles de giration comprise entre 0 et 40 degrés sont envisagés. L’angle de giration de l’écoulement est généralement défini comme étant égale à l’arc tangente du rapport de la vitesse tangentielle de l’écoulement sur la vitesse axiale de cet écoulement. Dans une forme de réalisation non représentée, l’intérieur du cône interne peut être laissé creux et ne pas intégrer de tels agencements ou dispositifs. On notera que seul le sous-ensemble de turbomachine auxquels s’applique l’invention est décrit et que les autres éléments constitutifs de la turbomachine qui ne sont pas nécessaires à la compréhension de l’invention ne sont pas décrits ici. La description qui précède la FIG. 1 s’applique également à la FIG. 2 en ce qui concerne l’acheminement d’un flux d’air de refroidissement F2 jusqu’au répartiteur 20 et sa répartition dans les bras radiaux creux 18, puis le transport des fractions de flux d’air réparties dans ces bras jusqu’au cône interne. Les références des éléments identiques d’une figure à l’autre sont conservées. Toutefois, la description du sous-ensemble de turbomachine 10’ de la FIG. 2 diffère de celle de la FIG. 1 dès l’introduction des fractions de flux d’air de refroidissement à l’intérieur du cône interne 16’ dont la configuration diffère de celle du cône interne 16. Le cône interne 16’ comporte ici un ou plusieurs dispositifs de guidage interne de l’air de refroidissement représentés schématiquement en pointillés par la référence 24’. Ce ou ces dispositifs assurent une réorientation des fractions d’air issues des bras radiaux 18 afin que l’orientation radiale des fractions d’air durant leur transport par les bras 18 soit modifiée en étant redirigée vers l’amont, puis à nouveau vers l’aval de manière à pouvoir être injectée dans le flux de gaz d’échappement F1 dans le même sens d’écoulement amont-aval que ce dernier. Le changement d’orientation de l’air de refroidissement correspond ainsi un retournement à 360°. L’injection de l’air de refroidissement dans le flux de gaz d’échappement a lieu en amont des bras radiaux. Bien que cela ne soit pas représenté sur la FIG. 2 (d’autres figures décrites ultérieurement illustreront cet aspect), le cône interne 16’ comprend, en amont de la pluralité des bras radiaux, une pluralité d’ouvertures réparties de manière circonférentielle dans la paroi externe 16b’ du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire C. Les ouvertures permettent d’injecter l’air de refroidissement à la périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1, en débouchant dans le conduit annulaire C sous la forme d’une pluralité de fractions d’air de refroidissement repérées par les flèches F4 sur la FIG. 2 . Les fractions d’air de refroidissement sont orientées dans le flux de gaz d’échappement F1 par le ou les dispositifs de guidage internes au cône interne 16’. L’air de refroidissement est ainsi guidé (et redirigé) à l’intérieur du cône interne 16’ par le(s) dispositif(s) de guidage interne jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles qu’il traverse avec l’orientation souhaitée afin de déboucher dans le conduit annulaire suivant un angle inférieur à 90° par rapport à la direction axiale de l’écoulement F1. Ce flux d’air F4 amené au contact du flux de gaz d’échappement F1 permet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter les effets indésirables d’une température trop élevée sur le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère dans lequel la turbomachine est installée. La FIG. 3 illustre une forme de réalisation possible d’un sous-ensemble de turbomachine conforme au premier mode de réalisation de la FIG. 1 , montrant un conduit d’acheminement 22 du flux d’air de refroidissement F2 (avec un débit donné) provenant par exemple d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine d’hélicoptère, par exemple connu sous l’acronyme OCS (pour « Oil Cooling System » en terminologie anglo-saxonne). Le conduit relie la source S de la FIG. 1 (non représentée ici) à l’entrée 20a du répartiteur 20 qui est évasée de manière à diviser doucement (sans introduire de pertes de charges trop importantes) le flux d’air d’entrée F2 à l’intérieur du répartiteur en deux parties (suivant un grand secteur angulaire, par exemple, sensiblement de 180°) qui empruntent chacune une demi-couronne annulaire pour se répartir spatialement dans toute la couronne annulaire du répartiteur de débit 20. Le cône interne 16 de la tuyère primaire 16 est raccordé au carter externe 14 par l’intermédiaire des bras radiaux 18 qui sont ici, par exemple, au nombre de cinq (bien qu’un nombre de bras plus élevé ou plus faible soit envisageable). Comme représenté sur la FIG. 4 , qui est une vue en coupe axiale du sous-ensemble 10 de la FIG. 3 , le cône interne 16 comprend un dispositif de type vis sans fin 26 (représenté en perspective sur la FIG. 4 ) qui communique fluidiquement avec les fractions d’air de refroidissement distribuées par des bras radiaux 18 afin que chaque fraction d’air puisse être transportée vers l’aval par le dispositif 26. La face d’extrémité aval 16a (orientée transversalement/radialement relativement à l’axe longitudinal X) de la paroi externe du cône interne 16 est ouverte sur l’extérieur, de manière à ce que l’air de refroidissement transporté vers l’aval par le dispositif de type vis sans fin sorte du cône interne 16 par la face 16a suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval et puisse ainsi rejoindre la périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1. Plus particulièrement, le dispositif de type vis sans fin 26 comporte une cannelure hélicoïdale 26a qui définit un chemin hélicoïdal pour le passage et le guidage de l’air de refroidissement du cône interne 16 vers l’extérieur de celui-ci. La cannelure hélicoïdale 26a s’étend, par exemple, à partir d’une embase 26b qui est disposée en amont des bras radiaux 18 ( FIG. 4 ), vers l’aval en direction de la face d’extrémité ouverte 16a. En pratique, la cannelure hélicoïdale 26a comporte un nombre de spires qui peut être égal au nombre de bras radiaux par lesquels transitent les fractions d’air de refroidissement. Ainsi, chaque fraction d’air issue d’un bras débouche sur une des spires de l’hélice. Une telle configuration permet de réduire les pertes de charge en canalisant l’écoulement d’air sortant de chacun des bras jusqu’à l’extérieur du cône, en évitant des turbulences préjudiciables liées au mélange des fractions d’air à l’intérieur du cône. Dans cette configuration, les fractions d’air issues des bras restent indépendantes les unes des autres jusqu’à leur sortie du dispositif de vis sans fin. Par ailleurs, le dispositif de vis enfin permet également de maîtriser l’angle de giration qui est conférée à l’écoulement d’air en sortie du cône, en adaptant l’inclinaison des spires de manière appropriée. Comme représenté à la FIG. 5 , le cône interne 16 de la tuyère comprend un autre type de guidage d’écoulement d’air qui est ici formé par des conduits 28 internes au cône qui sont configurés chacun, à l’intérieur desdits conduits, pour véhiculer une partie de l’air de refroidissement du cône interne. Comme illustré sur la FIG. 5 , les conduits creux 28 sont enroulés les uns par rapport aux autres de manière à former globalement une hélice. Individuellement, chaque conduit est conformé à la manière d’une hélice et toutes les hélices correspondantes sont imbriquées les unes dans les autres ainsi que représenté sur la FIG. 5 . En pratique, afin de minimiser les pertes de charge, le nombre de conduits 28 est égal au nombre de bras radiaux 18 qui véhiculent chacun une fraction d’air de refroidissement. Les conduits 28 peuvent avoir des formes variées et sont configurés chacun afin de permettre de maîtriser l’angle de giration de l’écoulement en sortie du cône. Chaque conduit 28 est raccordé à un bras radial 18 et la FIG. 5 montre, dans un plan transversal donné (en aval des raccordements entre bras et conduits), les différentes sections 28a des différents conduits disposées circonférentiellement les unes par rapport aux autres. Si seuls certains bras radiaux sont aptes à véhiculer un débit d’air de refroidissement, seuls ces bras sont raccordés à un conduit 28. On notera toutefois que, dans une forme de réalisation non représentée, le nombre de bras transportant un débit d’air de refroidissement est différent du nombre de conduits. Par exemple, un même conduit peut recevoir de l’air de plusieurs bras. Les figures 6A-6C illustrent une forme de réalisation possible d’un sous-ensemble de turbomachine 10’ conforme au deuxième mode de réalisation de la FIG. 2 . Dans cette forme de réalisation, le cône interne 16’ comporte, en amont de la pluralité des bras radiaux 18 dans le sens de l’écoulement F1 (flux de gaz d’échappement) amont-aval, une pluralité d’ouvertures ou ajourages O répartis de manière circonférentielle dans la paroi externe 16b’ du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire C (cette paroi 16b’ a ici une forme sensiblement cylindrique), ainsi que représenté sur la FIG. 6 . Dans cet exemple de réalisation, le nombre d’ouvertures est plus ou moins en correspondance avec le nombre de bras (à un ou deux près). En fonction du flux, il est toutefois envisageable d’ajuster les dimensions et le nombre des ouvertures. On notera que ces ouvertures sont configurées pour perturber le moins possible l’écoulement principal de flux F1 circulant dans la veine aérodynamique. Ces ouvertures O sont ouvertes sur le conduit annulaire C de manière à permettre ainsi à l’air de sortir du cône interne 16’ (suivant la flèche F4 sur la FIG. 6 ) en débouchant dans le conduit annulaire à la périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1. Ces ouvertures sont disposées sur la méridienne interne de la veine du flux de gaz d’échappement F1 dans la tuyère primaire, au plus près de la sortie de la turbine libre du générateur de gaz. Cette localisation correspond à la zone de dépression maximale dans la tuyère primaire, ce qui permet ainsi de maximiser l’aspiration du débit d’air de refroidissement par le flux de gaz d’échappement et d’optimiser l’efficacité du système de refroidissement. À titre de variante, un dispositif formant une « casquette » peut-être adjoint afin de favoriser l’ingestion du débit d’air de refroidissement dans le flux de gaz d’échappement F1. Un tel agencement pourrait par exemple prendre la forme d’un élément de déviation ou déflecteur partant d’un bord amont de l’ouverture et s’étendant à l’intérieur du canal C et en oblique vers l’aval avec un angle favorisant la sortie du flux F4 et sa rencontre avec le flux annulaire F1. Le cône interne 16’ peut comporter également, en interne, un ou plusieurs dispositifs 24 de guidage interne de l’air de refroidissement issu des bras radiaux 18 (fractions d’air de refroidissement distribuées par ces bras) jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles O. Ce ou ces dispositifs de guidage interne permettent de réduire les pertes de charges sur le trajet de l’écoulement issu des bras radiaux et parvenant aux ouvertures circonférentielles O. Sur la FIG. 6 , le ou les dispositifs 24 de guidage interne prennent la forme de cloisons internes au cône 16’ et qui canalisent chaque fraction de flux d’air issue d’une extrémité 18a radialement interne des bras 18 (relativement à l’extrémité opposée radialement externe et en relation avec le répartiteur 20) suivant un chemin d’écoulement ayant une forme générale triangulaire en section axiale (ce chemin est formé d’abord par une portion verticale ou radiale en sortant d’un bras, puis par une portion horizontale ou axiale dirigée vers l’amont, suivie d’une portion oblique dirigée vers l’aval). Les cloisons internes au cône 16’ peuvent comprendre, sur le trajet de chaque fraction de flux d’air, une première cloison 24a partant de l’extrémité 18a du bras (d’un côté dit amont 18a1 de cette extrémité) et s’étendant en oblique dans une direction radialement interne et vers l’amont afin de dévier la fraction de flux d’air dans cette direction. Les cloisons internes au cône 16’ peuvent également comprendre, une cloison 24b partant du côté opposé dit aval de l’extrémité 18a et qui s’étend vers en oblique vers l’amont, puis axialement, en regard de l’extrémité 18a et de la cloison 24a de manière à contraindre obliquement, puis axialement la fraction de flux d’air tandis qu’elle est déviée en oblique par la cloison 24a. Cette cloison 24b ayant une forme concave qui prend naissance à partir de la zone où la cloison en regard 24a prend fin afin de dévier fortement, mais en douceur, l’écoulement pour qu’il soit dévié de plus de 90° (retournement), adoptant ainsi une orientation oblique dirigée vers l’aval (orientation suivant la flèche F4). On notera que dans cette configuration, la face d’extrémité aval 16a’ de la FIG. 2 est obturée pour que l’air de refroidissement soit orienté uniquement vers l’amont du cône interne. Dans une variante non représentée, l’intérieur du cône interne 16’ peut être laissé creux et ne pas comporter de dispositif de guidage interne de l’écoulement d’air. Par ailleurs, comme représenté sur la FIG. 6 qui est une vue intérieure du cône interne 16’ sans la face amont d’extrémité, le ou les dispositifs 24 de guidage interne peuvent comprendre une pluralité d’ailettes circonférentielles A. Ces ailettes A sont disposées sur le trajet des fractions d’air de refroidissement guidées par le ou les dispositifs 24 de guidage interne décrits ci-dessus, immédiatement en amont des ouvertures circonférentielles O ( FIG. 6 ), afin de conférer un mouvement de giration à l’air sortant par les ouvertures circonférentielles O. Ces ailettes A sont par exemple montées entre les cloisons internes 24a et 24b. Le nombre, la forme et l’orientation des ailettes peuvent être ajustés en fonction des résultats obtenus en aval et suivant la pression du flux F2. Les différents modes de réalisation et formes de réalisation possibles de l’invention décrits plus haut permettent chacun, de manière générale, de réduire l’agression thermique des gaz d’échappement sur la structure de l’hélicoptère, en particulier en réduisant de manière significative la température du mélange formé par le flux de gaz d’échappement et le flux d’air de refroidissement au centre de l’écoulement, à la sortie du système d’échappement de l’hélicoptère. Par ailleurs, la performance du système de refroidissement est ainsi améliorée grâce au phénomène d’aspiration créée dans la tuyère. En outre, cela permet également de supprimer une interface mécanique entre le motoriste et l’avionneur. En effet, en l’absence de l’invention, il faut généralement prévoir des ouvertures sur les capots, une interface avec la sortie du système de refroidissement OCS et parfois d’autres éléments pour évacuer vers l’extérieur le flux F2. Les figures 7 et 8 illustrent un exemple de réalisation auquel la présente invention peut s’appliquer. La FIG. 7 illustre un aéronef 100 à voilure tournante, plus spécifiquement un hélicoptère avec un rotor principal 102 et un rotor de queue anti-couple 103 couplés à un ensemble propulsif 104 pour leur actionnement. L’ensemble propulsif 104 illustré comprend un premier moteur 105a et un deuxième moteur 105b. Des arbres de prise de puissance 106a, 106b de ces moteurs 105a, 105b sont reliés à une boîte de transmission principale 107 pour actionner le rotor principal 102 et le rotor de queue 103. L’ensemble propulsif 104 suivant un premier mode de réalisation est illustré plus en détail sur la FIG. 8 . Comme illustré sur cette figure, chaque moteur 105a, 105b peut être un moteur thermique, et plus spécifiquement un moteur à turbine à gaz comprenant un compresseur 108a, 108b, une chambre de combustion 109a, 109b, une première turbine 110a,110b reliée opératoirement par un arbre rotatif 111a,111b au compresseur 108a, 108b et une deuxième turbine 112a,112b, ou turbine libre, couplée à l’arbre de prise de puissance 106a, 106b. L’ensemble du compresseur 108a, 108b, chambre de combustion 109a, 109b, première turbine 110a, 110b et arbre rotatif 111a, 111b de chaque moteur 105a, 105b peut former un générateur de gaz 120a, 120b. L’arbre rotatif 111a, 111b de chaque générateur de gaz 120a, 120b peut être opératoirement couplé à un dispositif d’actionnement 113a, 113b et à un ventilateur 114a, 114b. Bien que sur la FIG. 8 , le dispositif d’actionnement 113a, 113b associé à chaque générateur de gaz 120a,120b soit illustré disposé sur le même arbre rotatif que le ventilateur 114a, 114b respectif, il est également envisageable que le dispositif d’actionnement 113a, 113b et le ventilateur 114a, 114b associé à chaque générateur de gaz 120a,120b soient disposés sur des arbres séparés, et couplés opératoirement à générateur de gaz 120a, 120b directement ou à travers une transmission intermédiaire, pouvant notamment comporter un ou plusieurs pignons. Le dispositif d’actionnement 113a, 113b peut notamment être une machine électrique, plus spécifiquement un moteur-générateur électrique relié à un réseau électrique de l’aéronef 100. Ainsi, le dispositif d’actionnement 113a, 113b peut servir tant au démarrage du moteur 105a, 105b correspondant comme à la génération d’électricité après ce démarrage. Dans le premier cas, la machine électrique du dispositif d’actionnement 113a, 113b peut être alimentée électriquement par le réseau électrique de l’aéronef pour fonctionner en mode moteur. Dans le deuxième cas, la machine électrique du dispositif d’actionnement 113a, 113b peut fonctionner en mode générateur pour l’alimentation du réseau électrique de l’aéronef. Chaque ventilateur 114a, 114b peut être disposé dans un conduit d’air 115a, 115b (l’air est par exemple de l’air frais venant de l’extérieur) traversant un échangeur de chaleur air-huile 116a, 116b traversé par un circuit de lubrifiant 117a, 117b du moteur 105a, 105b correspondant. Chaque circuit de lubrifiant 117a, 117b peut notamment comprendre aussi une pompe 118a, 118b et être en particulier connecté à un carter de transmission 119a, 119b du moteur 105a, 105b correspondant. Comme illustré, chaque ventilateur 114a,114b peut être couplé opératoirement à l’arbre rotatif 111a,111b du générateur de gaz 120a,120b correspondant, de manière à être entrainé par celui-ci pour assurer un écoulement d’air, par le conduit d’air 115a,115b, à travers l’échangeur de chaleur 116a,116b correspondant. Dans cet exemple de réalisation, l’air provenant du ventilateur 114b (flux/débit F2/F3 ou F4 selon le mode de réalisation de la FIG. 1 ou 2) est utilisé pour refroidir le flux de gaz d’échappement F1 délivré par la turbine libre 112b. Dans cet exemple de réalisation, dans l’ensemble propulsif 104 illustré sur la FIG. 8 , le deuxième moteur 105b peut être en mode de veille pendant le régime de croisière de l’aéronef 100, tandis que le premier moteur 105a fournit une majorité, voire l’entièreté, de la puissance servant à entraîner le rotor principal 102 et au rotor de queue 103 à travers la boîte de transmission principale 107. Dans cet exemple de réalisation, l’ensemble propulsif 104 peut comprendre aussi un conduit d’interconnexion d’air 121, reliant le conduit d’air 115a du premier moteur 105a, en aval de son échangeur de chaleur 116a, au deuxième moteur 105b. Plus spécifiquement, le conduit d’interconnexion d’air 121 peut déboucher dans le conduit d’air 115b du deuxième moteur 105b, en amont de son échangeur de chaleur 116b. L’ensemble propulsif 104 peut comprendre en outre un clapet 122, qui peut être disposé sur le conduit d’interconnexion d’air 121 et connecté à un actionneur 123. L’actionneur 123 peut être piloté de manière à ouvrir le clapet 122 quand le deuxième moteur 105b est en mode de veille. Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation évoqués 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. Sous-ensemble (10 ; 10’) de turbomachine destiné à un hélicoptère, comprenant une tuyère primaire (12 ; 12’) de sortie d’un flux de gaz d’échappement (F1), la tuyère primaire comprenant un carter externe (14) et un cône interne (16 ;16’) qui sont disposés de manière concentrique l’un par rapport à l’autre autour d’un axe longitudinal (X) de la turbomachine et raccordés l’un à l’autre par une pluralité de bras radiaux (18), le carter externe (14) entourant le cône interne (16 ;16’) et définissant avec ce dernier un conduit annulaire (C) pour l’écoulement du flux de gaz d’échappement (F1), caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine (10 ; 10’) comprend un répartiteur (20) ceinturant au moins partiellement le carter externe (14), le répartiteur (20) étant configuré pour, d’une part, recevoir, en entrée (20a) du répartiteur, un flux d’air de refroidissement existant (F2) dans la turbomachine et ayant une température inférieure à la température des gaz d’échappement et, d’autre part, répartir, en sortie du répartiteur, ce flux d’air de refroidissement à l’intérieur d’au moins certains bras radiaux (18) de la pluralité de bras radiaux à destination de l’intérieur du cône interne (16 ;16’), le cône interne comportant une paroi externe (16a ; 16b’) dans laquelle une ou plusieurs ouvertures (O) sont aménagées pour permettre à l’air de refroidissement (F3 ; F4) du cône interne de sortir dudit cône interne et d’être injecté à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement. Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication 1, dans lequel la paroi externe du cône interne comporte une face d’extrémité aval (16a), suivant le sens d’écoulement du flux de gaz d’échappement (F1) dans la turbomachine d’hélicoptère, qui est ouverte sur l’extérieur de manière à permettre à l’air de refroidissement (F3) du cône interne de sortir de ce dernier suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval. Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication 2, dans lequel le cône interne (16) est configuré pour guider l’air de refroidissement (F3) sortant du cône interne. Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication 3, dans lequel le cône interne (16) comprend un dispositif de type vis sans fin (26) comportant une cannelure hélicoïdale qui définit un chemin hélicoïdal pour le guidage de l’air de refroidissement du cône interne vers l’extérieur. Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication 3, dans lequel le cône interne (16) comprend des conduits (28) qui sont configurés chacun à l’intérieur pour véhiculer une partie de l’air de refroidissement du cône interne, les conduits (28) étant enroulés les uns par rapport aux autres de manière à former une hélice. Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication 1, dans lequel le cône interne (16’) comporte, en amont de la pluralité des bras radiaux (18), une pluralité d’ouvertures (O) réparties de manière circonférentielle dans la paroi externe (16b’) du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire (C), permettant ainsi aux fractions de flux d’air de refroidissement (F4) distribuées par lesdits au moins certains bras radiaux (18) de la pluralité de bras radiaux de sortir du cône interne en débouchant dans le conduit annulaire à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement (F1). Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel le cône interne (16’) comporte au moins un dispositif de guidage interne (24, 24a, 24b) des fractions de flux d’air de refroidissement distribuées par lesdits au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles (O). Sous-ensemble de turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel ledit au moins un dispositif de guidage interne (24) comprend en outre une pluralité d’ailettes circonférentielles (A) qui sont disposées sur le trajet des fractions de flux d’air de refroidissement afin de conférer un mouvement de giration à l’air (F4) sortant par les ouvertures circonférentielles. Sous-ensemble de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le flux d’air de refroidissement (F2) provient d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine. Sous-ensemble de turbomachine selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel le flux d’air de refroidissement (F2) provient d’un système de refroidissement d’un générateur-démarreur d’une turbomachine. Turbomachine d’hélicoptère (104) comprenant un sous-ensemble selon l’une des revendications précédentes. Hélicoptère (100) comprenant une turbomachine d’hélicoptère selon la revendication précédente.