Brevet FR3155030A1 — publié le 20250509

L’invention concerne une turbomachine (4) comprenant : - un compresseur basse pression (10), - un compresseur haute pression (11), - une turbine haute pression (12), - une turbine basse pression, - une chambre de combustion (14) annulaire, - 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 des compresseur basse pression (10) et haute pression (11), la chambre de combustion (14), et les rotors des turbines haute pression et basse pression (12, 13), et - un échangeur de chaleur (28) situé dans la veine primaire (v1) et comprenant un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression (11) et d’alimentation de la chambre de combustion (14), et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion (14). 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. En effet, 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. Or, 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, économique, dont le risque d’explosion est limité voire nul et dont les capacités énergétiques sont améliorées. A cet effet, l’invention propose 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 étant remarquable en ce qu’elle comprend d’avant en arrière : - un rotor d’un compresseur basse pression, - un rotor d’un compresseur haute pression, - un rotor d’une turbine haute pression relié mécaniquement au rotor du compresseur haute pression, - un rotor d’une turbine basse pression relié mécaniquement au rotor du compresseur basse pression, - une chambre de combustion annulaire, la turbomachine comprenant en outre : - 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, et - un échangeur de chaleur situé dans la veine primaire et comprenant un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression et d’alimentation de la chambre de combustion, et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion. Selon l’invention, la chambre de combustion est située à l’arrière de la turbine basse pression et donc de la turbomachine. Ainsi, grâce à cette configuration particulière de la turbomachine, la chambre de combustion et donc son potentiel système d’alimentation en gaz combustible sont situés 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 combustible, en particulier en dihydrogène, la turbomachine sans important risque d’explosion ou de feu. L’échangeur de chaleur de l’invention, qui est en particulier de type air/air, permet d’améliorer le rendement de combustion de la turbomachine. En effet, un tel échangeur de chaleur permet de transférer la chaleur des gaz de combustion à l’air froid et comprimé issu du compresseur haute pression. L’air comprimé alimentant la chambre de combustion est ainsi réchauffé et la quantité de gaz combustible nécessaire est nettement diminuée. La quantité de gaz combustible mise en œuvre étant réduite, la quantité d’énergie nécessaire au réchauffement du gaz combustible dans la chambre de combustion est également limitée. Aussi, la quantité de gaz combustible étant réduite, la taille de l’échangeur de chaleur est également minimale ce qui permet d’optimiser la quantité de gaz combustible consommée. Les performances énergétiques de la turbomachine sont ainsi nettement améliorées. 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 chambre de combustion est radialement plus éloignée de l’axe longitudinal que les compresseurs basse pression et haute pression et que la turbine basse pression, - une veine secondaire d’écoulement du flux d’air secondaire située autour de la veine primaire, - un carter inter-veines séparant les veines primaire et secondaire et délimitant un compartiment moteur dans lequel est situé la chambre de combustion, et - un carter de sortie de gaz agencé coaxialement à l’intérieur du carter inter-veines et délimitant avec le carter inter-veines une portion de la veine primaire, - l’échangeur de chaleur est situé radialement entre le carter inter-veines et le carter de sortie de gaz, - 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 un compresseur centrifuge situé à l’arrière du compresseur axial, - le compresseur centrifuge comprend une entrée d’un flux d’air primaire reliée au compresseur axial et une sortie du flux d’air primaire reliée au premier circuit du premier échangeur de chaleur, - le compresseur axial comprend un rotor relié mécaniquement au rotor du compresseur basse pression, - le compresseur centrifuge comprend un rotor relié mécaniquement au rotor de la turbine haute pression, - la turbine haute pression est une turbine centripète comprenant une entrée de gaz reliée à la chambre de combustion et une sortie de gaz reliée à la turbine basse pression, - le rotor du compresseur basse pression est relié au rotor de la turbine basse pression par un arbre basse 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. 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. 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 la FIG. 2 . 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. Un flux d’air secondaire F2 circule dans la veine secondaire v2. 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 s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal X. La turbomachine 4 est par exemple un turboréacteur à double corps et à double flux. Par « double corps », il est entendu que la turbomachine 4 est équipée d’un compresseur basse pression relié mécaniquement à une turbine basse pression et un compresseur haute pression relié mécaniquement à une turbine haute pression. Par « double flux », il est entendu que deux flux s’écoulent dans la turbomachine, en particulier les flux d’air primaire et secondaire F1, F2. La turbomachine 4 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 d’air 7a formant par exemple l’entrée d’air 5 de la turbomachine 4. 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 d’air 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. La soufflante 7 est entrainée en rotation par un arbre de soufflante 7c. L’arbre de soufflante 7c est relié au disque de la soufflante 7 et est centré sur l’axe longitudinal X. Il s’étend par exemple à l’intérieur du cône d’entrée d’air 7a. La turbomachine 4 comprend en outre de l’avant vers l’arrière, un compresseur basse pression 10, un compresseur haute pression 11, une turbine haute pression 12, une turbine basse pression 13 et au moins une chambre de combustion 14 annulaire. Le compresseur basse pression 10 comprend un rotor 10a qui est relié mécaniquement à un rotor 13a de la turbine basse pression 13. Avantageusement, le rotor 10a du compresseur basse pression 10 est relié mécaniquement au rotor 13a de la turbine basse pression 13 par un arbre basse pression 15 formant ainsi le corps basse pression 8. L’arbre basse pression 15 est annulaire et centré sur l’axe longitudinal X. Le compresseur haute pression 11 comprend au moins un rotor 18a relié mécaniquement à un rotor 13a de la turbine haute pression 13. Le rotor 18a du compresseur haute pression 11 est relié mécaniquement au rotor 13a de la turbine haute pression 13 par un arbre haute pression 16 formant le corps haute pression 9. L’arbre haute pression 16 est avantageusement situé à l’extérieur de l’arbre basse pression 15. Les rotors 10a, 13a des compresseur et turbine basse pression 10, 13 comprennent chacun au moins un disque centré sur l’axe longitudinal X et des aubes rotoriques régulièrement réparties autour du disque (non illustré). Les compresseurs et turbine basse pression 10, 13 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 ou de turbine. Les compresseurs et turbine basse pression 10, 13 peuvent comprendre un ou plusieurs étages. De manière préférée, la turbine haute pression 12 est une turbine centripète. La turbine centripète comprend une entrée de gaz 12b reliée à la chambre de combustion 14 et une sortie de gaz 12c reliée à la turbine basse pression 13. La turbine centripète comprend en outre un rouet mobile en rotation formant le rotor 12a de la turbine haute pression 12. Le rouet mobile est situé entre les entrée et sortie de gaz 12b, 12c selon l’écoulement du flux de gaz dans la turbine centripète. Le rouet mobile présente un disque aubagé. La turbine centripète comprend en outre une volute raccordée à l’entrée de gaz 12b et un distributeur fixe reliant la volute au rouet mobile. L’entrée de gaz 12b est orientée axialement tandis que la volute permet de générer une composante tangentielle de l’écoulement des gaz. De manière préférée, le compresseur haute pression 11 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. 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 du flux d’air primaire F1 reliée au compresseur basse pression 10 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 18a du compresseur centrifuge 18 est relié au rotor 12a de la turbine haute pression 12, en particulier au rotor 12a de la turbine centripète par l’arbre haute pression 16 et le rotor 17a du compresseur axial 17 est relié au rotor 10a du compresseur basse pression 10. La turbomachine 4 peut comprendre en outre un réducteur de vitesse 19 reliant la soufflante 7 à l’arbre basse pression 8. Le réducteur de vitesse 19 relie en particulier l’arbre de soufflante 7c à l’arbre basse pression 15. Le réducteur de vitesse 19 peut être de type planétaire ou épicycloïdal. 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 axialement entre la soufflante 7 et le 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 peut comprendre en outre une nacelle 22. La nacelle 22 est centrée sur l’axe longitudinal X et entoure la soufflante 7. La soufflante 7 est donc de type carénée. Selon un autre exemple, la turbomachine 4 est dépourvue de nacelle. La soufflante 7 est donc 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. Le carter inter-veines 23 délimite un compartiment moteur C. La turbomachine 4 peut comprendre en outre un carter de sortie de gaz 26 situé de manière coaxial à l’intérieur du carter inter-veines 23. Le carter de sortie de gaz 26 délimite avec le carter inter-veines 23 une portion de la veine primaire v1. Il est agencé à l’arrière de la turbine basse pression 13. L’arbre de soufflante 7c est guidé en rotation autour de l’axe longitudinal X par un premier palier 24a. Le premier palier 24a est agencé radialement entre le carter d’entrée 20 et l’arbre de soufflante 7c. Avantageusement, le premier palier 24a est soutenu par un premier support de palier 25a s’étendant radialement vers l’intérieur à partir du carter d’entrée 20. L’arbre basse pression 15 est guidé en rotation autour de l’axe longitudinal X par un second palier 24b et un troisième palier 24c. Le second palier 24b est agencé axialement entre le premier palier 24a et le troisième palier 24c. Le second palier 24b est situé radialement entre le carter d’entrée 20 et l’arbre basse pression 15. Avantageusement, le second palier 24b est soutenu par un second support de palier 25b s’étendant radialement vers l’intérieur à partir du carter d’entrée 20. Le troisième palier 24c est agencé radialement entre l’arbre basse pression 15 et le carter de sortie de gaz 26. Avantageusement, le troisième palier 24c est soutenu par un troisième support de palier 25c s’étendant radialement vers l’intérieur à partir du carter de sortie de gaz 26. Le compresseur axial 17 est guidé en rotation par l’arbre basse pression 13 par l’intermédiaire d’un quatrième palier 24d. Le quatrième palier 24d est situé radialement entre le compresseur axial 17 et l’arbre basse pression 15. Avantageusement, le quatrième palier 24d est soutenu par un quatrième support de palier 25d s’étendant radialement vers l’intérieur à partir du compresseur axial 17. L’arbre haute pression 16 est guidé en rotation par un cinquième palier 24e. Le cinquième palier 24e est situé axialement entre le quatrième palier 24d et le troisième palier 24c. Le cinquième palier 24e est situé radialement entre l’arbre haute pression 16 et l’arbre basse pression 15. Avantageusement, le cinquième palier 24e est soutenu par un cinquième support de palier 25e s’étendant radialement vers l’intérieur. Chaque palier 24a, 24b, 24c, 24d, 24e comprend un roulement tel que des rouleaux ou des billes agencé entre une bague externe et une bague interne. Selon l’invention, la chambre de combustion 14 est agencée à l’arrière de la turbine basse pression 13, en particulier à l’arrière du dernier rotor de la turbine basse pression 13. De manière préférée, la chambre de combustion 14 est radialement plus éloignée de l’axe longitudinal X de la turbomachine 4 que la turbine basse pression 13 et les compresseurs basse et haute pression 10, 11. La chambre de combustion 14 est de manière préférée située dans le compartiment moteur C et donc à l’extérieur du carter de sortie de gaz 26. La chambre de combustion 14 est par exemple relié au carter inter-veines 23 par des bras radiaux 23a. Les bras radiaux 23a s’étendent entre la chambre de combustion 14 et le carter inter-veines 23. La chambre de combustion 14 comprend une paroi annulaire 14a délimitant un espace interne 14b de combustion. La turbomachine 4 comprend en outre un système d’alimentation 27 de la chambre de combustion 14, en particulier en gaz combustible. Le système d’alimentation 27 est situé à l’arrière de la turbine basse pression 13. Le système d’alimentation 27 comprend une canalisation 27a pour le passage du gaz combustible et optionnellement une source 27b de gaz combustible reliée à la canalisation 27a. La canalisation 27a est reliée à la chambre de combustion 14, et peut être située dans un compartiment s’étendant de la chambre de combustion 14 jusqu’à la source 27b. Une telle configuration permet de séparer le système d’alimentation 27 des autres éléments de la turbomachine 4. La source 27b 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 particulièrement préférée 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 située entre le carter de soufflante 22 et le carter inter-veines 23. 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. Le flux d’air primaire F1 traverse d’avant en arrière, le compresseur basse pression 10, et le compresseur haute pression 11. Le flux d’air primaire F1 comprimé est alors dirigé dans la chambre de combustion 14. Le flux d’air primaire F1 comprimé est mélangé au gaz combustible dans la chambre de combustion 14. La réaction de combustion dans la chambre de combustion 14 forme des gaz. Les gaz traversent d’arrière en avant la turbine haute pression 12 qui redirige d’avant en arrière les gaz dans la turbine basse pression 13. Selon l’invention, la turbomachine 4 comprend en outre au moins un échangeur de chaleur 28. L’échangeur de chaleur 28 est situé dans la veine primaire v1. De manière particulièrement préférée, l’échangeur de chaleur 28 est situé à l’arrière de la turbine basse pression 13, et est avantageusement agencé radialement entre le carter inter-veines 23 et le carter de sortie de gaz 26. De cette façon, l’échangeur de chaleur 28 n’impacte que peu la configuration de la turbomachine 4. Aussi, les pertes de charge dans les turbines haute pression et basse pression 12, 13 sont minimisées. Par ailleurs, l’échangeur de chaleur 28 étant situé entre ces carters 23, 26, l’échange de chaleur est favorisé puisque le flux de gaz en sortie de la turbine basse pression 13 alimente directement l’échangeur de chaleur 28. L’échangeur de chaleur 28 est de type air/air ou gaz/gaz. L’échangeur de chaleur 28 comprend un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression 11 et d’alimentation de la chambre de combustion 14 et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion 14. Le premier circuit est relié à la chambre de combustion 14 et au compresseur centrifuge 18, en particulier à la sortie du flux d’air primaire F1 du compresseur centrifuge 18. Ainsi, l’échangeur de chaleur 28 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 28. Le premier circuit permet d’acheminer le flux d’air primaire F1 réchauffé jusqu’à la chambre de combustion 14. Ainsi, selon l’invention, le flux d’air primaire F1 en sortie du compresseur haute pression 11 est réchauffé dans l’échangeur de chaleur 28 avant d’être transféré dans la chambre de combustion 14. En outre, la combinaison de la turbine centripète 12 et du compresseur centrifuge 18 favorise aussi les échanges de chaleur entre le flux d’air comprimé et froid en sortie du compresseur haute pression 11 et le flux de gaz chauds issus de la combustion. Ces deux flux étant à proximité dans la veine primaire v1 favorisent le réchauffement du flux d’air primaire F1 comprimé avant son introduction dans la chambre de combustion 14. Le flux d’air secondaire F2 s’écoule dans la veine secondaire v2. Selon l’invention, la chambre de combustion 14 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 12, 13. En cas d’éclatement d’un disque de turbines 12, 13, les risques d’endommager le système d’alimentation 27 est fortement 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. En outre, l’échangeur de chaleur 28 selon l’invention améliore les capacités énergétiques de la turbomachine 4 en ce qu’elle réduit les besoins de réchauffement du gaz combustible, en particulier du dihydrogène en favorisant les échanges de chaleur entre le flux d’air primaire F1 comprimé en sortie du compresseur haute pression 12 et les gaz issus de la combustion réduisant les besoins en gaz combustible. Enfin, de manière particulièrement préférée, la combinaison de la turbine centripète 12 et du compresseur centrifuge 18 favorise encore plus ces échanges de chaleur et réduit encore le besoin de réchauffement du gaz combustible, en particulier du dihydrogène. 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) étant caractérisée en ce qu’elle comprend d’avant en arrière : - un rotor (10a) d’un compresseur basse pression (10), - un rotor (17a, 18a) d’un compresseur haute pression (11), - un rotor (12a) d’une turbine haute pression (12) relié mécaniquement au rotor (18a) du compresseur haute pression (11), - un rotor (13a) d’une turbine basse pression (13) relié mécaniquement au rotor (10a) du compresseur basse pression (10), - une chambre de combustion (14) annulaire, la turbomachine (4) comprenant en outre : - 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 des compresseur basse pression (10) et haute pression (11), la chambre de combustion (14), et les rotors des turbines haute pression et basse pression (12, 13), et - un échangeur de chaleur (28) situé dans la veine primaire (v1) et comprenant un premier circuit de passage d’air issu du compresseur haute pression (11) et d’alimentation de la chambre de combustion (14), et un second circuit de passage de gaz issus de la chambre de combustion (14). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la chambre de combustion (14) est radialement plus éloignée de l’axe longitudinal (X) que les compresseurs basse pression et haute pression (10, 11) et que la turbine basse pression (13). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend : - une veine secondaire (v2) d’écoulement du flux d’air secondaire (F2) située autour de la veine primaire (v1), - un carter inter-veines (23) séparant les veines primaire et secondaire (v1, v2) et délimitant un compartiment moteur (C) dans lequel est situé la chambre de combustion (14), et - un carter de sortie de gaz (26) agencé coaxialement à l’intérieur du carter inter-veines (23) et délimitant avec le carter inter-veines (23) une portion de la veine primaire (v1). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l’échangeur de chaleur (28) est situé radialement entre le carter inter-veines (23) et le carter de sortie de gaz (26). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le compresseur haute pression (11) 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) situé à l’arrière du compresseur axial (17). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le compresseur centrifuge (18) comprend une entrée d’un flux d’air primaire (F1) reliée au compresseur axial (17) et une sortie du flux d’air primaire (F1) reliée au premier circuit du premier échangeur de chaleur (28). Turbomachine selon l’une des revendications 5 ou 6, caractérisée en ce que le compresseur axial (17) comprend un rotor (17a) relié mécaniquement au rotor (10a) du compresseur basse pression (10). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le compresseur centrifuge (18) comprend un rotor (18a) relié mécaniquement au rotor (12a) de la turbine haute pression (12). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la turbine haute pression (12) est une turbine centripète comprenant une entrée de gaz (12b) reliée à la chambre de combustion (14) et une sortie de gaz (12c) reliée à la turbine basse pression (13). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le rotor (10a) du compresseur basse pression (10) est relié au rotor (13a) de la turbine basse pression (13) par un arbre basse pression (15).