Brevet FR3159954A1 — publié le 20250912

L’invention concerne un assemblage (15) pour ensemble propulsif d’aéronef, comprenant : - une structure de délimitation radiale (34) pour la circulation d’un flux de gaz (12b), la structure (34) comportant une surface de délimitation radiale (34a) orientée dans un premier sens (S1) d’une direction radiale (R) ; - un équipement (45) faisant saillie de la surface de délimitation radiale (34a), dans le premier sens (S1) ; - un profil aérodynamique (30) faisant également saillie de la surface de délimitation radiale (34a), dans le premier sens (S1), ce profil (30) étant agencé en amont de l’équipement (45). Selon l’invention, la surface de délimitation radiale (34a) comporte, dans le premier sens (S1), un bossage radial (52) duquel s’étend au moins une partie du profil aérodynamique (30). Figure 2. Assemblage pour ensemble propulsif d’aéronef, de conception facilitant l’implantation d’éléments à proximité les uns des autres La présente invention se rapporte au domaine des ensembles propulsifs d’aéronef, comprenant des profils aérodynamiques et des équipements destinés à être situés à proximités les uns des autres, dans une zone de passage d’un flux de gaz de cet ensemble. L’invention s’applique à des ensembles propulsifs comprenant des turbomachines de tout type, comme des turboréacteurs et des turbopropulseurs, à soufflante ou hélice simple ou double, carénée ou non-carénée. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Dans les ensembles propulsifs équipant les aéronefs, il est observé plusieurs flux de gaz qui circulent dans et en dehors de cet ensemble. En effet, en plus du flux d’air externe qui circule autour de l’ensemble, sont également présents un ou plusieurs flux de gaz circulant à l’intérieur de l’ensemble, comme par exemple un flux primaire et un flux secondaire dans le cas d’un turboréacteur à double flux. Des structures de délimitation radiale sont agencées au sein de l’ensemble propulsif, afin de canaliser ces flux de gaz, qui s’écoulent généralement selon une direction allant de l’amont vers l’aval de l’ensemble. L’évolution des ensembles propulsifs et de leurs turbomachines entraîne une hausse des besoins en équipements, pour contrôler leur fonctionnement, et augmenter leurs performances. En outre, de par les besoins toujours croissants en matière de compacité, l’espace disponible pour l’installation de ces équipements s’avère de plus en plus réduit. Certains de ces équipements sont installés de manière à coopérer avec les flux de gaz en circulation, par exemple le flux secondaire d’un turboréacteur. Dans ce cas, les équipements sont par exemple du type écope de prélèvement d’air, ou encore des échangeurs de chaleur du type ACOC (de l’anglais, « Air-Cooled Oil-cooler »). Pour assurer leur bon fonctionnement, ces équipements forment des protubérances dans la veine secondaire de l’ensemble propulsif. Or la présence de ces équipements en saillie s’ajoute habituellement à la présence de profils aérodynamiques traversés par le flux de gaz associé. Dans le cas d’un turboréacteur à double flux, dans la veine secondaire, il s’agit d’aubages directeurs de sortie, ou encore appelés OGV (de l’anglais « Outlet Guide Vanes »), traversés par le flux secondaire. Pour répondre aux besoins de compacité précités, les équipements peuvent être rapprochés axialement du bord de fuite des profils aérodynamiques. Cependant, les protubérances formées par les équipements peuvent produire des effets préjudiciables aux profils aérodynamiques situés à proximité, en amont, par effet de remontée de pression. En effet, il est susceptible de se produire des interactions aérodynamiques néfastes, par remontée de pression provoquées par les équipements en saillie dans le flux. Par exemple, un équipement placé à proximité en aval d’un aubage directeur de sortie pourra provoquer, sur ce dernier, une perturbation de pression statique, préjudiciable à son fonctionnement aérodynamique. Il subsiste par conséquent un besoin d’amélioration de la conception des ensembles propulsifs, visant à limiter les interactions aérodynamiques néfastes précitées entre les profils aérodynamiques et les équipements, tout en conservant une compacité globale satisfaisante. Pour répondre à ce besoin, l’invention a pour objet un assemblage pour ensemble propulsif d’aéronef, comprenant : - une structure de délimitation radiale pour la circulation d’un flux de gaz de l’ensemble propulsif, la structure comportant une surface de délimitation radiale orientée dans un premier sens d’une direction radiale de l’assemblage ; - un équipement de l’ensemble propulsif, cet équipement faisant saillie de la surface de délimitation radiale, dans le premier sens de la direction radiale ; - un profil aérodynamique faisant également saillie de la surface de délimitation radiale, dans le premier sens de la direction radiale, ce profil aérodynamique étant agencé en amont de l’équipement en rapport à une direction principale de circulation du flux de gaz. Selon l’invention, la surface de délimitation radiale comporte, dans le premier sens de la direction radiale, un bossage radial duquel s’étend au moins une partie du profil aérodynamique. L’invention proposée permet avantageusement d’implanter l’équipement à proximité axiale en aval du profil aérodynamique, tout en limitant fortement les interactions aérodynamiques néfastes susceptibles de se produire entre ces deux éléments. En effet, le bossage permet de modifier localement la pression statique au niveau du profil aérodynamique, de sorte à compenser la remontée de pression créée en aval par l’équipement. En d’autres termes, la performance locale du profil aérodynamique susceptible d’être impacté par la remontée de pression peut ainsi être rétablie, grâce à l’augmentation locale de la vitesse du flux proche de la surface de délimitation. Cela induit en effet une réduction de la pression statique, qui se voyait augmentée par la présence de l’obstacle formé par l’équipement en aval. Le bossage spécifique à l’invention permet ainsi de corriger localement l’écoulement du flux de gaz proche de la surface de délimitation radiale, rétablissant ainsi le fonctionnement normal du profil aérodynamique, tout en autorisant l’implantation d’un ou plusieurs équipements à sa proximité aval. Cela contribue à l’obtention d’un ensemble propulsif compact, diminuant sa masse globale. L’invention est donc le résultat de recherches technologiques visant à améliorer de manière significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental de ces aéronefs (décarbonation). L’invention prévoit par ailleurs préférentiellement au moins l’une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises individuellement ou en combinaison. De préférence, le profil aérodynamique est disposé de sorte qu’au moins un plan fictif longitudinal de l’assemblage, passant par un axe central longitudinal de cet assemblage, traverse à la fois le profil aérodynamique et l’équipement. Cela traduit une sorte de zone de recouvrement entre le profil et l’équipement, selon la direction circonférentielle. De manière alternative, l’équipement pourrait par exemple être disposé axialement en regard et en aval d’un espace circonférentiel inter-profils, et limité en longueur circonférentielle de sorte à ne pas s’étendre au-delà de cet espace, dans cette direction circonférentielle. L’intérêt d’une telle disposition réside dans le fait de limiter ou d’éradiquer les remontées de pression sur l’écoulement circulant dans l’espace inter-profils, et donc de participer au rétablissement du fonctionnement normal des profils aérodynamiques, tels que des OGV. De préférence, en coupe dans ledit plan fictif longitudinal de l’assemblage, la surface de délimitation radiale présente, au niveau de son bossage radial, un premier point d’inflexion ainsi qu’un second point d’inflexion situé en aval du premier point d’inflexion, le premier point d’inflexion étant préférentiellement situé en amont ou au niveau du profil aérodynamique, et le second point d’inflexion étant préférentiellement situé entre le profil aérodynamique et l’équipement. De préférence, le bossage présente un sommet se situant, selon une direction longitudinale de l’assemblage, au niveau du profil aérodynamique, par exemple en étant centré par rapport à celui-ci. De préférence, l’équipement s’étend, dans le premier sens de la direction radiale, au-delà du sommet du bossage. De préférence, l’équipement est une écope ou un échangeur de chaleur, même si d’autres types d’équipements peuvent être envisagés, sans sortir du cadre de l’invention. De préférence, le profil aérodynamique est par exemple un aubage directeur de sortie, une aube de redresseur de compresseur, ou une aube de distributeur de turbine. Au sein de l’assemblage, il est défini les dimensions suivantes, dans un plan fictif longitudinal quelconque passant par le profil aérodynamique, l’équipement, et également par le sommet du bossage radial, ou leurs projections dans ce plan, selon la direction circonférentielle : - H : hauteur radiale totale du profil aérodynamique, au niveau de son bord de fuite ; - h : hauteur du bossage, entre une base fictive de ce dernier et son sommet, selon une direction de la hauteur de ce bossage radial ; - Lt : longueur du bossage, entre une extrémité amont et une extrémité aval de ce bossage, correspondant à des extrémités opposées de sa base fictive ; - Ls : longueur d’une partie avant du bossage, définie entre son extrémité amont, et le projeté orthogonal du sommet sur la base fictive du bossage ; - Dbf : distance entre l’extrémité amont du bossage, et le projeté orthogonal, sur la base fictive, du bord de fuite du profil aérodynamique, - Dh : différentiel de hauteur radiale entre une extrémité avant de l’équipement, et le sommet du bossage ; - Ea : écartement axial entre le sommet du bossage et l’extrémité avant de l’équipement. De plus, l’assemblage est préférentiellement réalisé de manière à répondre à au moins l’un des paramètres suivants : - h/H compris entre 0,0001 et 0,2 - Lt/H compris entre 0,00001 et 0,4 - Lt/h compris entre 0,001 et 50 - Dbf/H compris entre 0,0001 et 2 - Ls/Lt compris entre 0,1 et 0,999 - Dh/Ea compris entre -10 et 10 De préférence, le bossage s’étend de manière continue selon la direction circonférentielle, préférentiellement tout le long de la structure de délimitation radiale. Il peut alors s’agir d’un bossage annulaire s’étendant sur 360°, ou interrompu circonférentiellement aux mêmes endroits que la structure de délimitation radiale qu’il équipe, par exemple au niveau du passage du mât, de poutres, etc. Quelle que soit la conception retenue, ce bossage s’étend alors sur un secteur angulaire élevé, en étant préférentiellement centré sur l’axe central longitudinal de l’assemblage. Le bossage peut ainsi coopérer avec plusieurs profils aérodynamiques espacés circonférentiellement les uns des autres. Alternativement, il pourrait être prévu plusieurs bossages espacés circonférentiellement les uns des autres, chacun coopérant avec un ou plusieurs profils aérodynamiques. Cette réalisation peut également être considérée comme un bossage non continu, interrompu circonférentiellement. L’invention a également pour objet un ensemble propulsif d’aéronef comprenant au moins un tel assemblage. Cet ensemble comprend une turbomachine, de préférence un turboréacteur à double flux, ladite structure de délimitation radiale de l’assemblage étant préférentiellement une structure de délimitation radiale intérieure d’une veine secondaire du turboréacteur, dans laquelle est destinée à circuler un flux secondaire. D’autres applications sont bien évidemment possibles, au sein du turboréacteur, ou à l’extérieur de celui-ci, ou encore pour d’autres types de turbomachines. D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; FIG. 1 représente une vue schématique en coupe longitudinale d’un ensemble propulsif d’aéronef ; FIG. 2 représente une demi-vue en coupe longitudinale, plus détaillée, d’un assemblage pour l’ensemble propulsif montré sur la figure précédente, l’assemblage se présentant sous la forme d’un mode de réalisation préféré de l’invention, et le plan de coupe correspondant à un plan fictif longitudinal de l’assemblage ; et FIG. 3 représente une vue similaire à la précédente, sur laquelle ont été portées les références de plusieurs dimensions au sein de l’assemblage. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d’abord à la FIG. 1 , il est représenté un ensemble propulsif 100 pour aéronef, comprenant une turbomachine 1 et une nacelle 9 entourant la turbomachine. Dans le mode de réalisation préféré de l’invention qui va être décrit, la turbomachine correspond préférentiellement à un turboréacteur à double flux et à double corps, comprenant une unique soufflante carénée. Néanmoins, il pourrait s’agir d’une turbomachine d’un autre type, par exemple un turbopropulseur. De manière plus générale, il peut s’agir de tous types de turboréacteurs et des turbopropulseurs, à soufflante ou hélice simple ou double, carénée ou non-carénée. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis relativement à une direction générale 5 d’écoulement des gaz à travers l’ensemble propulsif 1 lorsque celui-ci génère une poussée directe, cette direction étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe 2. Ces termes « amont » et « aval » pourraient respectivement être substitués par les termes « avant » et « arrière », avec la même signification. En outre, l’ensemble propulsif 1 est représenté dans un repère formé par trois directions orthogonales entre elles, à savoir la direction longitudinale L parallèle à l’axe 2 qui sera défini ci-après, la direction circonférentielle C, et la direction radiale R. Le turboréacteur 1 présente l’axe central longitudinal 2 autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend, d’amont en aval selon la direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 11, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. La soufflante 3 peut être entraînée directement par un corps basse pression comprenant le compresseur 4 et la turbine 8, ou bien être entraînée indirectement par un réducteur (non représenté). De manière conventionnelle, après avoir traversé la soufflante 3, l’air se divise en un flux primaire central 12a et un flux d’air secondaire 12b qui entoure le flux primaire. Le flux primaire 12a s’écoule dans une veine principale 14a de circulation des gaz traversant les compresseurs 4, 6, la chambre de combustion 11 et les turbines 7, 8. Le flux secondaire 12b s’écoule quant à lui dans une veine d’air secondaire 14b délimitée radialement vers l’extérieur par un carter, entouré de la nacelle 9. Plus précisément, le carter comprend un carter de soufflante 20 qui entoure les pales de soufflante, ce carter 20 étant prolongé vers l’aval par une virole extérieure 22 d’un carter intermédiaire 24. Ce carter intermédiaire 24 comporte un moyeu 26 centré sur l’axe 2, et pouvant inclure un bec de séparation des flux 28. Le carter intermédiaire est complété par des bras radiaux 30, qui forment des aubages directeurs de sortie, permettant de redresser le flux d’air secondaire 12b et classiquement dénommés OGV, comme indiqué précédemment. Les bras 30 relient ainsi la virole extérieure 22 du carter intermédiaire, à son moyeu 26, au droit du compresseur basse pression 4. Le turboréacteur présente un taux de dilution, ou BPR (de l’anglais « ByPass Ratio), de l’ordre de trois à quarante, et plus précisément de l’ordre de trois à dix-huit dans le cas présent d’une soufflante carénée correspondant à celui du mode de réalisation préféré décrit. Dans le cas d’une ou plusieurs soufflantes / hélices non carénées, ce taux de dilution est plutôt de l’ordre de dix-huit à quarante. Que la/les soufflante(s)/hélice(s) soient carénées ou non-carénées, leur diamètre est de préférence de l’ordre de 0,5 à 5 m, tandis que le taux de compression est préférentiellement de l’ordre de 1 à 1,8. Dans le cadre d’une turbomachine équipée d’un réducteur, avec la/les hélices/soufflantes carénées ou non-carénées, le rapport de réduction peut être compris entre 1,1 et 20. La virole extérieure 22 forme une structure de délimitation radiale extérieure de la veine d’air secondaire 14b. Elle est prolongée vers l’aval par une autre structure annulaire de délimitation 31 de ce type, intégrée à un capot mobile 32 d’inverseur de poussée. Cette structure 31 est également dénommée OFS (de l’anglais « Outer Fixed Structure »). Elle se trouve en regard radialement d’une structure annulaire de délimitation radiale intérieure 34 de la veine 14b, également dénommée IFS (de l’anglais « Inner Fixed Structure »), et initiée depuis l’amont par le bec 28. La structure de délimitation radiale intérieure 34 comprend le moyeu 26 du carter intermédiaire. Cette structure 34 de délimitation radiale de la veine 14b, comporte une surface de délimitation radiale intérieure 34a orientée dans un premier sens S1 de la direction radiale R, correspondant au sens allant de l’intérieur vers l’extérieur de l’ensemble 1, en rapport à l’axe 2. C’est donc cette surface 34a qui délimite la veine secondaire 14b, radialement vers l’intérieur. Chacun des aubages directeurs de sortie fixes 30 font saillie de la surface de délimitation radiale intérieure 34a, dans le premier sens S1 de la direction radiale R, en direction de la virole extérieure 22 du carter intermédiaire. Les aubages 30, formant des profils aérodynamiques traversés par le flux secondaire 12b dans la veine secondaire 14b, forment avec la structure de délimitation radiale 34 un assemblage 15 spécifique à la présente invention. Cet assemblage 15 est complété par un équipement 45 de l’ensemble propulsif 1, ou préférentiellement par plusieurs équipements. Dans le mode de réalisation préféré représenté, il ne sera décrit qu’un seul équipement 45, agencé axialement à forte proximité de l’un des aubages 30, en aval de ce dernier. Il s’agit par exemple d’une écope de prélèvement d’air, ou bien encore d’un échangeur de chaleur du type ACOC (de l’anglais, « Air-Cooled Oil-cooler »). Dans tous les cas, l’équipement 45 est destiné à coopérer avec le flux secondaire 12b, de sorte que cet équipement fait saillie de la surface de délimitation radiale intérieure 34a, dans le premier sens S1 de la direction radiale R. L’équipement 45 forme ainsi une protubérance radiale dans la veine secondaire 14b, située dans le prolongement aval de l’aubage 30 en rapport à une direction principale de circulation du flux secondaire 12b, correspondant à la direction générale 5 d’écoulement des gaz à travers l’ensemble propulsif 1. Comme évoqué précédemment, l’équipement 45 est ici au moins en partie aligné avec l’un des aubages 30 selon la direction longitudinale L. Par conséquent, il existe au moins un plan fictif longitudinal P de l’assemblage 15, passant par l’axe 2 correspondant également à l’axe central longitudinal de cet assemblage, et qui traverse à la fois l’aubage 30 et l’équipement 45. L’un de ces plans P correspond au plan de coupe des figures 2 et 3. Alternativement, l’équipement 45 pourrait par exemple être disposé axialement en regard et en aval d’un espace circonférentiel inter-OGV, et limité en longueur circonférentielle de sorte à ne pas s’étendre au-delà de cet espace, dans cette direction circonférentielle C. Cela permet de limiter ou d’éradiquer les remontées de pression sur l’écoulement circulant dans l’espace inter-OGV, et donc de participer au rétablissement du fonctionnement normal des aubages 30. Un tel principe va à présent être décrit pour le cas préféré où l’équipement 45 et l’un des aubages 30 sont traversés par un même plan fictif longitudinal P de l’assemblage. Mais dans le cas d’un décalage circonférentiel entre ces éléments, une disposition analogue est préférentiellement observée dans un plan fictif longitudinal P de l’assemblage, avec la projection circonférentielle de ces deux éléments dans ce plan. En effet, l’une des particularités de l’invention réside dans la présence, sur la surface de délimitation radiale intérieure 34a, d’un bossage radial 52. Ce bossage 52 fait saillie radialement dans le sens S1, et il se trouve donc en amont de l’équipement 45. Au moins une partie de l’aubage 30 s’étend en saillie, radialement dans le sens S1, depuis le bossage 52. Dans le mode de réalisation préféré qui a été représenté, c’est l’intégralité de l’aubage 30 qui s’étend radialement depuis le bossage, c’est-à-dire que ce bossage 52 présente une extrémité amont 54a qui se trouve en amont d’un bord d’attaque de l’aubage 30, ainsi qu’une extrémité aval 54b qui se trouve en aval du bord de fuite de cet aubage 30, tout en demeurant de préférence en amont de l’équipement 45. Cependant, cet équipement pourrait en tout ou partie faire saillie de la partie arrière du bossage 52, sans sortir du cadre de l’invention. Le principe préféré est représenté sur les figures 2 et 3, dont le plan de coupe correspond au plan fictif longitudinal P de l’assemblage 15, traversant également un sommet 56 du bossage 52. Ce sommet de bossage se situe, selon la direction longitudinale L, au niveau de l’aubage 30, et il est même préférentiellement centré sur ce dernier, ou sensiblement centré. Dans la direction radiale R, selon le premier sens S1, l’équipement 45 s’étend au-delà du sommet de bossage 56. A cet égard, il est noté que le bossage 52 s’étend selon une direction 57 de la hauteur de ce bossage, qui est préférentiellement la direction radiale R, ou légèrement inclinée par rapport à cette direction R, comme cela est représenté sur les figures. Cette direction 57 de la hauteur du bossage 52 est ici préférentiellement considérée comme orthogonale à une base fictive du bossage, qui sera précisée ci-dessous. Sur les figures 2 et 3, il est montré les deux extrémités de bossage 54a, 54b reliées l’une à l’autre, par une surface fictive 58 de reconstitution de la veine 14b au niveau du bossage. Cette surface fictive 58 correspond à la partie fictive de la surface 34a qui aurait été apparente, en l’absence d’un tel bossage 52. Par la suite, il sera considéré que cette surface fictive, recréant le profil aérodynamique de la veine 14b, sans marche ou différence de niveau, correspond à une base fictive 58 du bossage. Le bossage radial 52 s’étend de façon continue autour de l’axe 2, dans la direction circonférentielle C, tout le long de la structure 34 qu’il équipe. Il peut ainsi s’étendre de manière annulaire sur 360°, ou sur un secteur angulaire réduit, correspondant à celui de la structure 34, interrompu par exemple par le passage du mât, de poutres, etc. Une solution à un ou plusieurs bossages 52, espacés circonférentiellement les uns des autres, reste possible, sans sortir du cadre de l’invention. A cet égard, il le bossage n’est donc pas forcément continu dans la direction circonférentielle. Dans la solution préférée de bossage annulaire, celui-ci présente donc une section qui est préférentiellement identique ou similaire, quel que soit le plan de coupe longitudinal, qui passera donc ici toujours par le sommet 56. En référence plus spécifiquement à la FIG. 2 , la surface de délimitation radiale intérieure 34a présente, au niveau de son bossage 52, un premier point d’inflexion 60a ainsi qu’un second point d’inflexion 60b situé en aval du premier point d’inflexion. Le premier point d’inflexion 60a est préférentiellement situé en amont du bord d’attaque de l’aubage 30, et le second point d’inflexion 60b est préférentiellement situé entre le bord de fuite de l’aubage 30, et l’équipement 45, mais il pourrait alternativement être agencé longitudinalement entre le bord d’attaque et le bord de fuite, sans sortir du cadre de l’invention. En effet, le bossage 52 peut présenter une forme symétrique par rapport à une droite passant par son sommet 56, mais préférentiellement, sa partie avant est plus longue que sa partie arrière. Cela implique que la pente du bossage 52, toujours considéré dans le plan de coupe précité, est plus faible sur la partie avant du bossage que sur sa partie arrière. En outre, au niveau de son sommet 56, le bossage 52 présente un rayon de courbure qui est préférentiellement le plus petit observé sur la surface 34a, tout le long de la veine 14b qu’elle délimite. Grâce à la conception précitée, le bossage 52 permet de modifier localement la pression statique au niveau de l’aubage 30, de sorte à compenser la remontée de pression créée en aval de cet aubage, par l’équipement 45. Cela se produit du fait de l’augmentation locale de la vitesse du flux 12b proche de la surface de délimitation 34a, cette augmentation étant observée sur la première partie avant du bossage, ainsi que sur la partie de sommet du bossage à partir de laquelle s’étend l’aubage 30, radialement dans le sens S1. Cela induit en effet une réduction à ces endroits de la pression statique du flux d’air secondaire, cette même pression statique qui se voyait augmentée par la présence de l’obstacle formé par l’équipement 45 en aval. Ce principe spécifique à l’invention permet de rapprocher les équipements 45 des aubages 30, afin d’aboutir à une compacité accrue de l’ensemble propulsif. Cela permet avantageusement de réduire sa masse, et d’améliorer ses performances. Pour améliorer encore davantage ces effets bénéfiques, l’assemblage 15 est réalisé de manière à répondre à au moins l’un des paramètres qui seront décrits ci-dessous, et de préférence à plusieurs d’entre eux, voire à la totalité d’entre eux, ces paramètres étant définis à l’aide des dimensions suivantes, référencées sur la coupe dans le plan longitudinal fictif de la FIG. 3 . Comme indiqué précédemment, ce plan de coupe passe par l’aubage 30, l’équipement 45 en aval, et donc aussi nécessairement par le sommet 56 du bossage. Dans cette coupe, sont représentés le bord d’attaque et le bord de fuite de l’aubage. Les dimensions sont les suivantes : - H : hauteur radiale totale de l’aubage 30, au niveau de son bord de fuite. Cette hauteur est mesurée selon la direction radiale R, et elle correspond également localement à la hauteur radiale de la veine secondaire 14b. - h : hauteur du bossage, entre sa base fictive 58 et son sommet 56, selon la direction de la hauteur 57 de ce bossage, préférentiellement inclinée par rapport à la direction radiale R, d’un angle de préférence inférieur à 30%. - Lt : longueur du bossage 52, entre ses extrémités amont et aval 54a, 54b, correspondant aux deux extrémités opposées de sa base fictive 58 du bossage. Cette longueur Lt est ainsi mesurée dans une direction orthogonale à celle de la hauteur 57 du bossage. - Ls : longueur d’une partie avant du bossage 52, définie entre son extrémité amont 54a, et le projeté orthogonal 56a du sommet 56 sur la base fictive 58 du bossage. - Dbf : distance entre l’extrémité amont 54a du bossage, et le projeté orthogonal 62, sur la base fictive 58, du bord de fuite de l’aubage 30. - Dh : différentiel de hauteur radiale entre une extrémité avant de l’équipement 45, et le sommet 56 du bossage. Cette hauteur est également mesurée selon la direction radiale R. - Ea : écartement axial entre le sommet 56 du bossage, et l’extrémité avant de l’équipement 45. Les paramètres mentionnés ci-dessus sont les suivants : - h/H compris entre 0,0001 et 0,2. Ce paramètre permet d’estimer la couverture de la veine produite par le bossage 52. - Lt/H compris entre 0,00001 et 0,4. Ce paramètre permet d’estimer l’extension axiale / longitudinale du bossage, par rapport à la hauteur de la veine secondaire 14b. - Lt/h compris entre 0,001 et 50 . Ce paramètre permet d’estimer la courbure du bossage, et donc l’agressivité de l’accélération produite sur le flux secondaire 12b. - Dbf/H compris entre 0,0001 et 2 . Ce paramètre permet de préciser la distance sur laquelle l’écoulement autour de l’aubage va être accéléré. - Ls/Lt compris entre 0,1 et 0,999. Ce paramètre permet de caractériser le positionnement du sommet 56 du bossage, par rapport à sa longueur totale. - Dh/Ea compris entre -10 et 10, et de préférence entre 0,2 et 10. Ce paramètre peut être un indicateur de l’écoulement qui va être en mesure de rentrer dans l’équipement. Il permet de caractériser la capacité de rapprochement de l’équipement 45 vers l’amont, en fonction de la différence de hauteur radiale entre cet équipement et le sommet 56 du bossage. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l’homme du métier à l’invention qui vient d’être décrite, uniquement à titre d’exemples non limitatifs et dans la limite de la portée des revendications annexées. Par exemple, si la turbomachine décrite dans le mode de réalisation préféré ci-dessus prend la forme d’un turboréacteur à double flux et à soufflante carénée, tout autre type de turbomachine reste envisageable. En particulier, sont concernées les turbomachines à soufflantes/hélices simples ou multiples, carénées ou non-carénées, comme les turbomachines à deux hélices contrarotatives non-carénées. A cet égard, il est noté que l’assemblage selon l’invention pourrait alternativement concerner la paroi de délimitation radiale extérieure de la veine secondaire, pourvue d’une manière similaire d’un ou plusieurs équipements. Selon encore d’autres applications possibles, l’assemblage selon l’invention pourrait concerner une surface de délimitation radiale, intérieure ou extérieure, de la veine primaire. Dans un tel cas, les profils aérodynamiques concernés, proches des équipements implantés sur cette même surface, seraient de préférence des aubes de redresseur de compresseur, et/ou ou des aubes de distributeur de turbine. L’assemblage selon l’invention pourrait aussi concerner une surface de délimitation radiale, intérieure ou extérieure, d’une veine tertiaire, lorsqu’une telle veine est prévue au sein de l’ensemble propulsif. En d’autres termes, l’invention s’applique indifféremment à des ensembles propulsifs à simple, double ou triple flux. Enfin, il est noté que la surface de délimitation radiale, de l’assemblage selon l’invention, pourrait être une surface externe de l’ensemble propulsif. Cela serait notamment possible pour une turbomachine à récepteur non-caréné, telle qu’un turbopropulseur ou une turbomachine dite à « open rotor ». Dans ce dernier cas, la surface de délimitation radiale, au sens de l’invention, est une surface radialement extérieure, épousée par le flux d’air extérieur de l’ensemble propulsif. Assemblage (15) pour ensemble propulsif (1) d’aéronef, comprenant : - une structure de délimitation radiale (34) pour la circulation d’un flux de gaz (12b) de l’ensemble propulsif, la structure (34) comportant une surface de délimitation radiale (34a) orientée dans un premier sens (S1) d’une direction radiale (R) de l’assemblage ; - un équipement (45) de l’ensemble propulsif, cet équipement faisant saillie de la surface de délimitation radiale (34a), dans le premier sens (S1) de la direction radiale (R) ; - un profil aérodynamique (30) faisant également saillie de la surface de délimitation radiale (34a), dans le premier sens (S1) de la direction radiale, ce profil aérodynamique (30) étant agencé en amont de l’équipement (45) en rapport à une direction principale de circulation du flux de gaz (12b), caractérisé en ce que la surface de délimitation radiale (34a) comporte, dans le premier sens (S1) de la direction radiale, un bossage radial (52) duquel s’étend au moins une partie du profil aérodynamique (30). Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que le profil aérodynamique (30) est disposé de sorte qu’au moins un plan fictif longitudinal (P) de l’assemblage, passant par un axe central longitudinal (2) de cet assemblage, traverse à la fois le profil aérodynamique (30) et l’équipement (45). Assemblage selon la revendication 2, caractérisé en ce qu’en coupe dans ledit plan fictif longitudinal (P) de l’assemblage, la surface de délimitation radiale (34a) présente, au niveau de son bossage radial (52), un premier point d’inflexion (60a) ainsi qu’un second point d’inflexion (60b) situé en aval du premier point d’inflexion, le premier point d’inflexion (60a) étant préférentiellement situé en amont ou au niveau du profil aérodynamique (30), et le second point d’inflexion (60b) étant préférentiellement situé entre le profil aérodynamique (30) et l’équipement (45). Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bossage (52) présente un sommet (56) se situant, selon une direction longitudinale (L) de l’assemblage, au niveau du profil aérodynamique (30). Assemblage selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’équipement (45) s’étend, dans le premier sens (S1) de la direction radiale, au-delà du sommet (56) du bossage. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’équipement (45) est une écope ou un échangeur de chaleur. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le profil aérodynamique est un aubage directeur de sortie (30), une aube de redresseur de compresseur, ou une aube de distributeur de turbine. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’au sein de celui-ci, il est défini les dimensions suivantes, dans un plan fictif longitudinal quelconque (P) passant par le profil aérodynamique (30), l’équipement (45), et également par le sommet (56) du bossage radial (52) : - H : hauteur radiale totale du profil aérodynamique (30), au niveau de son bord de fuite ; - h : hauteur du bossage (52), entre une base fictive (58) de ce dernier et son sommet (56), selon une direction de la hauteur (557) de ce bossage radial ; - Lt : longueur du bossage (52), entre une extrémité amont (54a) et une extrémité aval (54b) de ce bossage, correspondant à des extrémités opposées de sa base fictive (58) ; - Ls : longueur d’une partie avant du bossage (52), définie entre son extrémité amont (54a), et le projeté orthogonal (56a) du sommet (56) sur la base fictive (58) du bossage ; - Dbf : distance entre l’extrémité amont (54a) du bossage, et le projeté orthogonal (62), sur la base fictive (58), du bord de fuite du profil aérodynamique (30), - Dh : différentiel de hauteur radiale entre une extrémité avant de l’équipement (45), et le sommet (56) du bossage ; - Ea : écartement axial entre le sommet (56) du bossage et l’extrémité avant de l’équipement (45), et en ce que l’assemblage est réalisé de manière à répondre à au moins l’un des paramètres suivants : - h/H compris entre 0,0001 et 0,2 - Lt/H compris entre 0,00001 et 0,4 - Lt/h compris entre 0,001 et 50 - Dbf/H compris entre 0,0001 et 2 - Ls/Lt compris entre 0,1 et 0,999 - Dh/Ea compris entre -10 et 10 Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bossage (52) s’étend de manière continue selon la direction circonférentielle (C), de préférence tout le long de la structure de délimitation radiale (34). Ensemble propulsif (100) d’aéronef comprenant au moins un assemblage (15) selon l’une quelconque des revendications précédentes, cet ensemble comprenant une turbomachine (1), de préférence un turboréacteur à double flux, ladite structure de délimitation radiale (34) de l’assemblage étant préférentiellement une structure de délimitation radiale intérieure d’une veine secondaire (14b) du turboréacteur, dans laquelle est destiné à circuler un flux secondaire (12b).