Brevet FR3155029A1 — publié le 20250509

L’invention concerne une turbomachine (4) comprenant : - un corps basse pression (8), - un corps haute pression (9), - une chambre de combustion (25) annulaire, et la turbomachine (4) étant caractérisée en ce que : - la turbine haute pression (16) est située à l’arrière du corps basse pression (8), et, - la chambre de combustion (25) est située à l’arrière des corps basse pression et haute pression (8, 9), et en ce qu’elle comprend en outre : - un premier échangeur de chaleur (27) situé dans la veine primaire (v1) entre la turbine basse pression (11) et la turbine haute pression (16), le premier échangeur de chaleur (27) comprenant un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression (15) et d’alimentation la chambre de combustion (25), et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion (25). Figure d’abrégé : figure 2 TURBOMACHINE POUR AERONEF Domaine technique de l'invention L’invention concerne le domaine des turbomachines pour aéronef. L’invention concerne tout particulièrement le domaine des turboréacteurs à double corps comprenant une chambre de combustion destinée à être alimentée en gaz combustible, en particulier en dihydrogène. Arrière-plan technique Une turbomachine d’aéronef, tel qu’un turboréacteur à double corps et à double flux, comprend typiquement, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz le long d’un axe longitudinal, une soufflante mobile en rotation autour d’un axe longitudinal, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz. La turbomachine comprend en outre un système d’alimentation de la chambre de combustion en carburant, en particulier du kérosène. Le système d’alimentation comprend une canalisation permettant de conduire le carburant à partir d’une source de carburant jusqu’à la chambre de combustion. La soufflante permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant par exemple en un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire. Le flux d’air primaire traverse une veine primaire de la turbomachine délimitée par un carter interne tandis que le flux d’air secondaire est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire. Le flux d’air primaire est comprimé au sein des compresseurs. Chaque compresseur comprend un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal. Chaque compresseur comprend en outre des aubes régulièrement réparties autour du disque et qui permettent de comprimer le flux d’air primaire. L’air comprimé est alors mélangé au carburant et brulé dans la chambre de combustion. Les gaz issus de la combustion traversent les turbines. Chaque turbine présente un disque centré sur l’axe longitudinal et des aubes régulièrement réparties autour du disque qui permettent d’exercer un effort sur les gaz issus de la chambre de combustion. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion. Afin de limiter l’impact environnemental des aéronefs, il a été proposé de remplacer le kérosène mis en œuvre dans la chambre de combustion par une énergie potentiellement plus vertueuse, notamment un gaz combustible tel que du dihydrogène (H2). Néanmoins, la configuration actuelle des turbomachines ne permet pas aisément la mise en œuvre d’un tel gaz. En effet, en fonctionnement, il existe un risque d’éclatement d’un ou des disques, phénomène connu sous l’acronyme anglais UERF pour « Uncontained Engine Rotor Failure ». Un tel éclatement peut générer des débris pouvant endommager la canalisation ou les équipements du système d’alimentation. Or, le mélange hydrogène-air dans une proportion volumique d’hydrogène comprise entre 13% et 65% devient détonant. Ainsi, compte tenu du débit du gaz de l’ordre de plusieurs centaines de g/s, de la pression du gaz pouvant être supérieure à 100 bars et du niveau d’énergie mis en jeu dans le disque, l’éclatement d’au moins un disque est susceptible de causer une explosion. Une telle explosion représente un évènement catastrophique pour l’aéronef. Aussi, le mélange dihydrogène-air, dans une proportion volumique de dihydrogène comprise entre 4% et 75%, est inflammable. Afin d’éviter d’endommager la canalisation et donc de limiter le risque d’explosion dans la turbomachine, il a été envisagé de renforcer le carter interne par un bouclier de renfort annulaire afin de contenir le ou les disques en cas d’éclatement. Toutefois, une telle solution n’est pas envisageable dans les configurations de turbomachines actuelles. En particulier, le renforcement du carter interne pénaliserait fortement la turbomachine en termes de coût et de masse. En outre, l’intégration d’un tel bouclier de renfort n’est pas aisée compte tenu de l’épaisseur nécessaire à un tel bouclier pour remplir sa fonction de protection. En outre, la mise en œuvre de gaz combustible, en particulier le dihydrogène nécessite un apport d’énergie important. Afin d’augmenter la densité énergétique tout en réduisant le volume du gaz combustible, en particulier du dihydrogène, ce dernier est typiquement stocké dans l’aéronef à une température de -253°C environ. Or, dans l’objectif de réduire les risques liés à l’utilisation de ce gaz combustible à froid, en particulier les instabilités de combustion liés à l’utilisation de ce gaz, et d’augmenter le rendement de combustion, il est nécessaire de réchauffer le gaz combustible avant son injection dans la chambre de combustion. Toutefois, le réchauffement de ce gaz combustible nécessite un apport important d’énergie qui limite les capacités énergétiques de la turbomachine. Dans ce cadre, il existe un besoin de fournir une turbomachine d’aéronef comprenant une chambre de combustion qui peut être alimentée en gaz combustible, en étant plus légère et économique, dont le risque d’explosion est limité voire nul et dont les capacités énergétiques sont améliorées. A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, la turbomachine présentant un axe longitudinal et s’étendant de l’avant vers l’arrière suivant l’axe longitudinal par rapport à l’écoulement d’un flux d’air secondaire dans la turbomachine, la turbomachine comprenant : - un corps basse pression comprenant un rotor d’un compresseur basse pression relié mécaniquement à un rotor d’une turbine basse pression, - un corps haute pression comprenant un rotor d’un compresseur haute pression relié mécaniquement à un rotor d’une turbine haute pression, - une chambre de combustion annulaire, et - une veine primaire d’écoulement d’un flux d’air primaire qui passe successivement, de l’amont vers l’aval suivant l’écoulement du flux d’air primaire, à travers les rotors des compresseur basse pression et haute pression, la chambre de combustion, et les rotors des turbines haute pression et basse pression. La turbomachine est remarquable en ce que : - la turbine haute pression est située à l’arrière du corps basse pression et, - la chambre de combustion est située à l’arrière des corps basse pression et haute pression, et en ce qu’elle comprend en outre : - un premier échangeur de chaleur situé dans la veine primaire entre la turbine basse pression et la turbine haute pression, le premier échangeur de chaleur comprenant un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression et d’alimentation la chambre de combustion, et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion. Selon l’invention, la turbomachine comprend donc d’avant en arrière le long de l’axe longitudinal, et dans le sens d’écoulement du flux d’air secondaire, le corps basse pression et la turbine haute pression. Selon l’invention, la chambre de combustion est située à l’arrière des corps basse pression et haute pression. Ainsi, grâce à cette configuration particulière de la turbomachine, la chambre de combustion et donc son potentiel système d’alimentation en gaz combustible est situé en dehors de la zone d’éclatement du disque de turbine. En cas d’éclatement d’un tel disque, le risque d’endommager le système d’alimentation en gaz combustible de la chambre de combustion est limité. Le risque de fuite du gaz combustible est donc fortement réduit limitant ainsi le risque d’explosion dans la turbomachine et/ou l’aéronef. Grâce à l’invention, il est donc possible d’alimenter en gaz combustion, en particulier en dihydrogène, la turbomachine sans important risque d’explosion ou de feu. En outre, le premier échangeur de chaleur interne permet d’améliorer le rendement de combustion. En effet, un tel premier échangeur de chaleur interne permet de transférer la chaleur des gaz de la combustion à l’air froid issu du compresseur haute pression. L’air comprimé injecté dans la chambre de combustion est ainsi réchauffé et la quantité de gaz combustible nécessaire à la combustion est nettement réduit. Un tel échangeur de chaleur réduit ainsi la quantité d’énergie nécessaire au réchauffement du gaz combustible puisque la quantité de gaz combustible mis en œuvre est réduit. Aussi, la quantité de gaz combustible étant réduite, la taille du premier échangeur de chaleur interne est également minimale ce qui permet d’améliorer la quantité de gaz combustible consommé. Les performances énergétiques de la turbomachine sont ainsi nettement améliorées. La présence d’un tel premier échangeur de chaleur impacte peu la configuration de la turbomachine et est au contraire facilitée par la configuration de la turbomachine selon l’invention. En effet, le premier échangeur de chaleur est situé dans la veine primaire dans laquelle circule le flux d’air chaud et le flux d’air froid en sortie du compresseur haute pression rendant ainsi favorable l’échange de chaleur entre les flux sans impacter la masse et/ou l’encombrement de la turbomachine. En outre, la turbine haute pression est située à l’arrière du corps basse pression, elle peut être directement reliée au compresseur haute pression, réduisant ainsi la nécessité d’un réducteur de vitesse. Aussi, grâce à la configuration particulière de la turbomachine, et notamment de la turbine haute pression située à l’arrière du corps basse pression, il est possible de relier le rotor de chaque corps, tel que les rotors du compresseur basse pression et de la turbine basse pression par des arbres courts facilitant le montage et la maintenance de la turbomachine. L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - la veine primaire comprend : - un premier circuit d’écoulement d’un flux d’air primaire froid de l’avant vers l’arrière dans les compresseurs basse pression et haute pression jusqu’à la chambre de combustion, - un second circuit d’écoulement des gaz issus de la chambre de combustion de l’arrière vers l’avant dans la turbine haute pression, le premier échangeur de chaleur et la turbine basse pression, - le compresseur haute pression comprend un premier étage de compression comprenant au moins un compresseur axial et au moins un second étage de compression comprenant compresseur centrifuge, - le compresseur centrifuge comprend une entrée d’air reliée au compresseur axial et une sortie d’air reliée au premier circuit du premier échangeur de chaleur, - le compresseur centrifuge comprend un rotor relié mécaniquement au rotor de la turbine haute pression et le compresseur axial comprend un rotor relié mécaniquement au rotor du compresseur basse pression, - le compresseur axial est situé entre le compresseur basse pression et la turbine basse pression et le compresseur centrifuge est situé à l’avant de la turbine haute pression, - un second échangeur de chaleur situé à l’avant de la turbine basse pression, - une soufflante reliée mécaniquement au rotor du compresseur basse pression, le second échangeur de chaleur étant situé entre la soufflante et la turbine basse pression, - la soufflante est reliée au rotor du compresseur basse pression par l’intermédiaire d’un premier réducteur de vitesse mécanique, - le rotor de la turbine haute pression est directement relié au rotor du compresseur haute pression. Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de modes de réalisation non limitatifs de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : la FIG. 1 est une représentation schématique d’un aéronef selon l’invention, la FIG. 2 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine selon l’invention, la FIG. 3 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la FIG. 4 est une représentation schématique des premier et second échangeurs de chaleur, la FIG. 5 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine selon un autre mode de réalisation avantageux de l’invention. Description détaillée de l'invention Un aéronef 1 est par exemple représenté sur la FIG. 1 . L’aéronef 1 comprend un fuselage 2 et deux ailes 3 montées de part et d’autre du fuselage 2. L’aéronef 1 comprend en outre au moins deux turbomachines 4 respectivement solidaires des deux ailes 3. L’aéronef 1 peut comprendre une seule turbomachine 4 ou plus de turbomachines 4. Chaque turbomachine 4 s’étend autour et le long d’un axe longitudinal X. Dans la présente demande, les termes « avant » et « arrière », sont définis par rapport au sens de circulation d’un flux d’air secondaire F2 dans la turbomachine 4 suivant l’axe longitudinal X, notamment de gauche à droite sur les figures 2 à 4. En particulier, l’avant est situé au niveau d’une entrée d’air 5 de la turbomachine 4, et l’arrière 6 est situé au niveau d’une sortie de gaz de combustion de la turbomachine 4. Dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » s’entendent par rapport au sens de circulation d’un flux d’air primaire F1 dans la turbomachine 4. En particulier, le flux d’air primaire F1 circule dans une veine primaire v1 à l’intérieur d’une veine secondaire v2 entourant cette veine primaire v1 et dans laquelle circule le flux d’air secondaire F2. Les termes « axial », « axialement », « radial », « radialement », sont définis par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 4. Les termes « interne », « intérieur », « intérieurement », « externe », « extérieur », « extérieurement », sont définis par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal X le long d’un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal X. La turbomachine 4 est par exemple un turboréacteur à double corps et à double flux. Elle comprend un moteur M comprenant optionnellement une soufflante 7, un corps basse pression 8 et un corps haute pression 9. La soufflante 7 est située à l’avant des corps basse pression et haute pression 8, 9. La soufflante 7 comprend un cône d’entrée 7a d’air formant par exemple l’entrée d’air 5 de la turbomachine 5. La soufflante 7 comprend en outre un disque centré sur l’axe longitudinal X et mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Le disque est relié axialement au cône d’entrée 7a, par exemple par des brides. La soufflante 7 comprend en outre des aubes 7b régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal X et s’étendant radialement du disque. Le corps basse pression 8 comprend un compresseur basse pression 10 et une turbine basse pression 11. Le compresseur basse pression 10 est situé en avant de la turbine basse pression 11. Le compresseur basse pression 10 est donc axialement décalé par rapport à la turbine basse pression 11. Préférentiellement, le compresseur basse pression 10 est radialement plus proche de l’axe longitudinal X comparé à la turbine haute pression 11 qui est radialement plus éloignée de l’axe longitudinal X. Le compresseur basse pression 10 comprend un rotor 10a relié mécaniquement à un rotor 11a de la turbine basse pression 11. Les rotors 10a, 11a comprennent chacun au moins un disque centré sur l’axe longitudinal X et des aubes rotoriques régulièrement réparties autour du disque (non illustré). Le compresseur basse pression 10 et la turbine basse pression 11 peuvent comprendre en outre chacun au moins une rangée d’aubes statoriques montées autour de l’axe longitudinal X. Les aubes statoriques sont montées en amont ou en aval des aubes rotoriques. Une paire de rangée d’aubes rotoriques et d’aubes statoriques forme respectivement un étage de compresseur basse pression et de turbine basse pression 10, 11. Le compresseur basse pression 10 et la turbine basse pression 11 peuvent comprendre un ou plusieurs étages. Le corps basse pression 8 comprend en outre un premier arbre basse pression 12 reliant le rotor 10 du compresseur basse pression 10 et le rotor 11a de la turbine basse pression 11. Avantageusement, le corps basse pression comprend un second arbre basse pression 13 reliant la soufflante 7 au rotor 10a du compresseur basse pression 10. Le second arbre basse pression 13 est radialement plus proche de l’axe longitudinal X par rapport au premier arbre basse pression 12. Les premier et second arbres basse pression 12, 13 sont décalés axialement. Le second arbre basse pression 13 relie de manière avantageuse la soufflante 7 au rotor 10a du compresseur basse pression 10 par l’intermédiaire d’un premier réducteur de vitesse mécanique 14. Le second arbre basse pression 13 comprend ainsi une portion d’entrée 13a reliée à la soufflante 7 et au premier réducteur de vitesse mécanique 14 et une portion de sortie 13b reliée au premier réducteur de vitesse mécanique 14 et au rotor 10a du compresseur basse pression 10. Le corps haute pression 9 comprend un compresseur haute pression 15 et une turbine haute pression 16. Selon l’invention, la turbine haute pression 16 est située à l’arrière du corps basse pression 8. Le compresseur haute pression 15 est situé à l’avant de la turbine haute pression 16. Le compresseur haute pression 15 peut être située axialement entre la turbine basse pression 11 et la turbine haute pression 16 ou être situé à l’intérieur de la turbine basse pression 11 et donc aligné radialement avec cette dernière. De manière préférée, le compresseur haute pression 15 comprend un premier étage de compression comprenant au moins un compresseur axial 17 et au moins un second étage de compression comprenant un compresseur centrifuge 18. Le compresseur axial 17 est situé à l’avant du compresseur centrifuge 18. Le compresseur axial 17 est par exemple aligné axialement avec le compresseur basse pression 10 et est situé à l’avant de la turbine basse pression 11. Le compresseur centrifuge 18 peut être situé entre les turbine basse pression et haute pression 11, 16. Le compresseur haute pression 15 comprend au moins un rotor 17a, 18a. En particulier, le compresseur axial 17 comprend au moins un rotor 17a comprenant au moins un disque centré sur l’axe longitudinal X et des aubes rotoriques régulièrement réparties autour du disque (non illustré). Le compresseur axial 17 peut comprendre en outre au moins une rangée d’aubes statoriques montées autour de l’axe longitudinal X. Les aubes statoriques sont montées en amont ou en aval des aubes rotoriques. Une paire de rangée d’aubes rotoriques et d’aubes statoriques forme respectivement un étage de compresseur axial 17. Le compresseur axial 17 peut comprendre un ou plusieurs étages. Le compresseur centrifuge 18 comprend un rotor 18a et une entrée d’un flux d’air primaire F1 et une sortie du flux d’air primaire F1. L’entrée du flux d’air primaire F1 est orienté axialement tandis que la sortie du flux d’air primaire F1 est orienté radialement. Le rotor 17a, 18a du compresseur haute pression 15 est relié mécaniquement à un rotor 16a de la turbine haute pression 16. En particulier, le rotor 18a du compresseur centrifuge 18 est relié au rotor 16a de la turbine haute pression 16. Le corps haute pression 9 peut comprendre en outre un arbre haute pression 19a reliant le rotor 16a de la turbine haute pression 16 au rotor 18a du compresseur haute pression 15. Les arbres basse pression et haute pression 13, 19 sont centrés sur l’axe longitudinal X. Ils sont à distance axialement l’un de l’autre. Avantageusement, la turbomachine 4 comprend en outre un carter d’entrée 20 d’air. Le carter d’entrée 20 est centré sur l’axe longitudinal X. Le carter d’entrée 20 est agencé axialement entre la soufflante 7 et le compresseur basse pression 10. Avantageusement, la turbomachine 4 comprend en outre un redresseur 21 agencé à l’arrière de la soufflante 7 et à l’avant du compresseur basse pression 10. Le redresseur 21 comprend des aubes fixes 21a en rotation autour de l’axe longitudinal X. Le redresseur 21 permet de redresser le flux d’air secondaire F2 à la sortie de la soufflante 7. La turbomachine 4 comprend en outre une nacelle 22. La nacelle 22 est centrée sur l’axe longitudinal X et entoure la soufflante 7. La soufflante 7 est de type carénée. Selon un autre exemple, la turbomachine 4 ne comprend pas de nacelle 22 autour de la soufflante 7. Elle est de type non carénée. La turbomachine 4 comprend en outre un carter inter-veines 23 centré sur l’axe longitudinal X. Le carter inter-veines 23 est agencé à l’intérieur du carter de soufflante 22. L’arbre basse pression 13 est guidé en rotation autour de l’axe longitudinal X par un palier avant 24a et optionnellement un premier palier arrière 24b. Le palier avant 24a est par exemple agencé radialement entre le carter d’entrée 20 et l’arbre basse pression 13, en particulier la portion d’entrée 13a. En outre, avantageusement, le compresseur axial 17 est guidé en rotation par l’arbre basse pression 13 par l’intermédiaire d’un second palier arrière 24c. Le second palier arrière 24c est situé entre l’arbre basse pression 13, en particulier la portion de sortie 13a et le compresseur axial 17. Le second palier arrière 24c est situé à l’arrière du premier palier arrière 24b. Avantageusement, le rotor 16a de la turbine haute pression 16 est guidé en rotation par un troisième palier arrière 24d. Le troisième palier arrière 24d est agencé radialement entre le rotor 16a de la turbine haute pression 16 et un carter 25a. Chaque palier 24a, 24b, 24c, 24d comprend un roulement tel que des rouleaux ou des billes agencé entre une bague externe portée par un carter et une bague interne portée par un arbre. Selon l’invention, la turbomachine 4 comprend en outre une chambre de combustion annulaire 25. La chambre de combustion 25 comprend un carter 25a définissant une cavité interne 25b. Selon l’invention, la chambre de combustion 25 est agencée à l’arrière de la turbine haute pression 16, en particulier à l’arrière du dernier rotor de la turbine haute pression 16. La turbomachine 4 comprend en outre un système d’alimentation 26 de la chambre de combustion 25, en particulier en gaz combustible. Le système d’alimentation 26 est situé à l’arrière de la turbine haute pression 16. Le système d’alimentation 26 comprend une canalisation 26a pour le passage du gaz combustible et optionnellement une source 26b de gaz combustible reliée à la canalisation 26a. La canalisation 26a est reliée à la chambre de combustion 25, et peut être située dans un compartiment s’étendant de la chambre de combustion 25 jusqu’à la source 26b. Une telle configuration permet de séparer le système d’alimentation 26 des autres éléments de la turbomachine 4. La source 26b de gaz combustible est située par exemple dans l’aile 3 de l’aéronef 1 ou dans le fuselage 2 de l’aéronef 1. Le gaz combustible est par exemple du gaz naturel, du méthane (CH4), ou de l’ammoniac (NH3). Le gaz combustible est de manière avantageuse du dihydrogène (H2). Les veines primaire et secondaire v1, v2 sont annulaires. La veine secondaire v2 entoure la veine primaire v1. Les veines primaires et secondaires v1, v2 sont par exemple séparées par le carter inter-veines 23. La veine secondaire v2 est par exemple définie entre le carter de soufflante 22 et le carter inter-veines 23. Le compresseur basse pression 10, la turbine basse pression 11, le compresseur haute pression 15 et la turbine haute pression 16 sont situés dans la veine primaire v1. En fonctionnement, la soufflante 7 permet l’aspiration d’un flux d’air principal F qui se divise en un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2. La veine primaire v1 comprend un premier circuit c1 configuré pour conduire le flux d’air primaire F1 d’avant en arrière. Le flux d’air primaire F1 traverse d’avant en arrière, le compresseur basse pression 10, et le compresseur haute pression 15 dans le premier circuit c1. Le flux d’air primaire F1 comprimé est alors dirigé dans la chambre de combustion 23. Le flux d’air primaire F1 comprimé est mélangé au gaz combustible dans la chambre de combustion 23. La réaction de combustion dans la chambre de combustion 23 forme des gaz G. La veine primaire v1 comprend en outre un second circuit c2 configuré pour conduire le flux de gaz G issus de la combustion d’arrière en avant. Les gaz G traversent d’arrière en avant la turbine haute pression 16 et la turbine basse pression 11 jusqu’à la veine secondaire v2. Le premier circuit c1 de la veine primaire v1 est avantageusement situé radialement plus proche de l’axe longitudinal X que le second circuit c2 de la veine primaire v1. Selon l’invention, la turbomachine 4 comprend en outre au moins un premier échangeur de chaleur 27. Le premier échangeur de chaleur 27 est situé dans la veine primaire v1 et agencé axialement entre la turbine basse pression 11 et la turbine haute pression 15. Le premier échangeur de chaleur 27 comprend un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression 15 et d’alimentation de la chambre de combustion 25 et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion 25. Le premier circuit est relié à la chambre de combustion 25 et au compresseur axial 17a. Ainsi, l’échangeur de chaleur 27 permet de réchauffer par échange de chaleur le flux d’air primaire F1 comprimé grâce au passage du flux de gaz issus de la combustion dans le second circuit de l’échangeur de chaleur 27. Le premier circuit permet d’acheminer le flux d’air primaire F1 réchauffé jusqu’à la chambre de combustion 25 afin de limiter la quantité de gaz combustible dans la chambre de combustion 25 et ainsi de réduire les besoins de réchauffement du gaz combustible, en particulier du dihydrogène. Le premier échangeur de chaleur 27 est de type air/air ou gaz/gaz. Ainsi, selon l’invention, le flux d’air primaire F1 en sortie du compresseur haute pression 15 est réchauffé dans le premier changeur de chaleur 27 avant d’être transféré dans la chambre de combustion 25. Le flux d’air secondaire F2 s’écoule dans la veine secondaire v2. Les gaz G se mélangent au flux secondaire F2 dans la veine secondaire v2. Ce mélange Me du flux d’air secondaire F2 et des gaz G permet d’une part de diminuer le bruit dans la turbomachine 4 et d’autre part de refroidir les gaz G pour limiter la formation de trainées de condensation. Le mélange Me s’échappe enfin au travers de la turbomachine 4 pour générer de la propulsion. Selon l’invention, la chambre de combustion 25 est située à l’arrière des corps basse pression 8 et haute pression 9, et donc en dehors de la zone d’éclatement du disque de turbines 11, 16. En cas d’éclatement d’un disque de turbines 11, 16, les risques d’endommager le système d’alimentation 26 est limité et le risque de fuite du gaz combustible est par conséquent également limité. Grâce à la configuration particulière de la turbomachine 4 selon l’invention, les risques d’explosion dans la turbomachine 4 et/ou l’aéronef 1 sont donc fortement réduits. Selon un mode de réalisation illustré sur la FIG. 3 , la turbomachine 4 comprend en outre un second échangeur de chaleur 28 situé à l’avant de la turbine basse pression 11. Le second échangeur de chaleur 28 est préférentiellement situé dans la veine primaire v1, en particulier dans le second circuit c2 de la veine primaire v1. La turbine basse pression 11 est ainsi située axialement entre les premier et second échangeurs de chaleur 27, 28. En référence à la FIG. 4 , le second échangeur de chaleur 28 est par exemple relié fluidiquement au premier échangeur de chaleur 27 et à la source 26b de gaz combustible. Il permet ainsi de chauffer par échange de chaleur le gaz combustible à la sortie de la source 26b réduisant ainsi les besoins de réchauffement du gaz combustible avant son introduction dans la chambre de combustion 25. Le second échangeur de chaleur 28 comprend un passage du gaz combustible à l’état liquide et un passage d’un second fluide. Le second échangeur de chaleur 28 peut être de type diphasique. Selon cet exemple, le second fluide est par exemple les gaz issus de la combustion passant dans le premier échangeur de chaleur 27. Selon un autre exemple, le second fluide est un fluide inerte tel que de l’azote. Selon un autre mode de réalisation avantageux de l’invention illustré sur la FIG. 5 , la turbomachine 4 peut comprendre en outre un second réducteur de vitesse mécanique 29 reliant le rotor de la turbine haute pression 16 au rotor du compresseur haute pression 18. Le second réducteur de vitesse 29 permet de réduire la vitesse du rotor 16a de la turbine haute pression 16 tout en préservant la vitesse du rotor 17a, 18a du compresseur haute pression 15. Turbomachine (4) pour un aéronef (1), la turbomachine (4) présentant un axe longitudinal (X) et s’étendant de l’avant vers l’arrière suivant l’axe longitudinal (X) par rapport à l’écoulement d’un flux d’air secondaire (F2) dans la turbomachine (4), la turbomachine (4) comprenant : - un corps basse pression (8) comprenant un rotor (10a) d’un compresseur basse pression (10) relié mécaniquement à un rotor (11a) d’une turbine basse pression (11), - un corps haute pression (9) comprenant un rotor (17a, 18a) d’un compresseur haute pression (15) relié mécaniquement à un rotor (16a) d’une turbine haute pression (16), - une chambre de combustion (25) annulaire, et - une veine primaire (v1) d’écoulement d’un flux d’air primaire (F1) qui passe successivement, de l’amont vers l’aval suivant l’écoulement du flux d’air primaire (F1), à travers les rotors (10a, 17a, 18a) des compresseur basse pression et haute pression (10, 15), la chambre de combustion (25), et les rotors (11a, 16a) des turbines haute pression et basse pression (16, 11), la turbomachine (4) étant caractérisée en ce que : - la turbine haute pression (16) est située à l’arrière du corps basse pression (8), et, - la chambre de combustion (25) est située à l’arrière des corps basse pression et haute pression (8, 9), et en ce qu’elle comprend en outre : - un premier échangeur de chaleur (27) situé dans la veine primaire (v1) entre la turbine basse pression (11) et la turbine haute pression (16), le premier échangeur de chaleur (27) comprenant un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression (15) et d’alimentation la chambre de combustion (25), et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion (25). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la veine primaire (v1) comprend : - un premier circuit (c1) d’écoulement d’un flux d’air primaire froid de l’avant vers l’arrière dans les compresseurs basse pression et haute pression (10, 15) jusqu’à la chambre de combustion (25), - un second circuit (c2) d’écoulement des gaz issus de la chambre de combustion (25) de l’arrière vers l’avant dans la turbine haute pression (16), le premier échangeur de chaleur (27) et la turbine basse pression (11). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le compresseur haute pression (18) comprend un premier étage de compression comprenant au moins un compresseur axial (17) et au moins un second étage de compression comprenant compresseur centrifuge (18). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le compresseur centrifuge (18) comprend une entrée d’air reliée au compresseur axial (17) et une sortie d’air reliée au premier circuit du premier échangeur de chaleur (27). Turbomachine selon l’une des revendications 3 ou 4, caractérisée en ce que le compresseur centrifuge (18) comprend un rotor (18a) relié mécaniquement au rotor (16a) de la turbine haute pression (16) et en ce que le compresseur axial (17) comprend un rotor (17a) relié mécaniquement au rotor (10a) du compresseur basse pression (10). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisée en ce que le compresseur axial (17) est situé entre le compresseur basse pression (10) et la turbine basse pression (11) et en ce que le compresseur centrifuge (18) est situé à l’avant de la turbine haute pression (16). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend un second échangeur de chaleur (28) situé à l’avant de la turbine basse pression (11). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’elle comprend une soufflante (7) reliée mécaniquement au rotor (10a) du compresseur basse pression (10), le second échangeur de chaleur (28) étant situé entre la soufflante (7) et la turbine basse pression (11). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la soufflante (7) est reliée au rotor (10a) du compresseur basse pression (10) par l’intermédiaire d’un premier réducteur de vitesse mécanique (14). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le rotor (16a) de la turbine haute pression (16) est directement relié au rotor (17a, 18a) du compresseur haute pression (15).