FR 3092135 A1 20200731 FR 1900811 A 20190129 Description Titre de l'invention : TURBOMACHINE, TELLE QU'UN TURBOREACTEUR D'AVION Domaine technique de l'invention [0001] La présente invention concerne une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Etat de la technique antérieure [0002] L'invention concerne notamment unc turbomachine à faible taux de dilution. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à une telle application. [0003] La cellule d'une action pour un moteur à faible taux de dilution comprend clas- siquement une turbomachine montée dans un logement de forme générale cylindrique, débouchant à l'arrière du fuselage. [0004] Une telle structure est notamment connue du document FR 2 670 177, au nom de la Demanderesse. [0005] La turbomachine comporte une veine d'écoulement d'un flux primaire ou veine primaire comprenant, d'amont en aval dans le sens de circulation du flux de gaz au sein de la turbomachine, au moins un compresseur, au moins une chambre de combustion et au moins une turbine, et une veine d'écoulement d'un flux secondaire ou veine secondaire située radialement à l'extérieur de la veine primaire. La veine secondaire est délimitée extérieurement par une virole radialement externe. Les termes radial et axial sont définis par rapport à l'axe de la turbomachine. [0006] Un espace annulaire est ménagé entre la virole radialement externe de la tur- bomachine et la paroi délimitant le logement dans lequel est montée la turbomachine. [0007] La turbomachine comporte en outre une canalisation s'étendant dans la veine se- condaire et destinée à l'écoulement d'air de refroidissement, ladite canalisation comportant une entrée d'air débouchant dans la veine primaire, au niveau du compresseur, et une sortie d'air débouchant dans la veine primaire, au niveau de la turbine. L'air issu du compresseur est ainsi dirigé vers la turbine, en particulier la turbine dite haute pression, située directement en aval de la chambre de combustion, afin d'assurer son refroidissement. [0008] Une telle turbomachine est notamment connue du document FR 2 922 589. [0009] L'inconvénient d'une telle structure est que la présence de la canalisation de refroi- dissement dans la veine secondaire pénalise l'écoulement du flux secondaire ainsi que la section de ladite veine secondaire, et donc le taux de dilution pouvant être obtenu à l'aide d'une telle turbomachine. [0010] Pour rappel, le taux de dilution est le rapport entre le débit d'air du flux secondaire et 2 celui du flux primaire. Résumé de l'invention [0011] L'invention vise à remédier à cet inconvénient, de manière simple, fiable et peu onéreuse. [0012] A cet effet, l'invention propose une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, s'étendant selon un axe, comportant une veine d'écoulement d'un flux primaire ou veine primaire comprenant au moins un compresseur, au moins une chambre de combustion et au moins une turbine, et une veine (l'écoulement d'un flux secondaire ou veine secondaire située radialement à l'extérieur de la veine primaire, au moins une canalisation, destinée à l'écoulement d'air de refroidissement, ladite canalisation comportant une entrée d'air débouchant dans la veine primaire, au niveau du compresseur, et une sortie d'air débouchant dans la veine primaire, au niveau de la turbine, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un premier bras et au moins un second bras situé en aval du premier bras par rapport au sens de circulation du flux secondaire, chaque bras étant creux et s'étendant radialement dans la veine secondaire, la canalisation comportant une partie amont comprenant l'entrée d'air et s'étendant au moins en partie dans le premier bras, une partie médiane s'étendant à l'extérieur de la veine secondaire, et une partie aval comprenant la sortie d'air, s'étendant au moins en partie dans le second bras. [0013] De cette manière, une partie de la canalisation de refroidissement est située ra- dialement à l'extérieur de la veine secondaire, de façon à limiter notamment les perturbations du flux secondaire et de façon à être refroidi par l'air circulant entre le flux secondaire de la turbomachine et la cellule de l'avion. [0014] Dans le cas d'une turbomachine équipant un avion à faible taux de dilution, ladite partie située à l'extérieur de la veine secondaire peut être logée dans le canal annulaire situé entre la virole externe délimitant extérieurement la veine secondaire et la paroi délimitant le logement cylindrique dans lequel est logée la turbomachine. [0015] Pour rappel, le taux de dilution est le rapport entre la masse d'air du flux secondaire ou froid et celle du flux primaire ou chaud. Dans le cadre de l'invention, le taux de dilution est par exemple compris entre 0,1 : I et 1 : I. [0016] La turbomachine peut comporter un carénage annulaire s'étendant autour du com- presseur et délimitant intérieurement la veine secondaire. [0017] Le carénage permet de limiter les perturbations aérauliques lors de l'écoulement du flux secondaire. [0018] Le carénage peut être fixé, au moins en partie, sur le premier bras. [0019] Chaque bras peut présenter une section profilée. [0020] Les bras peuvent être situés axialement en regard l'un de l'autre. 3 [00211 La partie amont de la canalisation de refroidissement. peut comporter une portion s'étendant axialement dans la veine secondaire et une portion s'étendant radialement dans le premier bras. [0022] La partie aval de la canalisation peut s'étendre radialement et peut s'étendre inté- gralement dans le second bras. [0023] La turbomachine peut comporter des moyens d'injection de carburant dans la chambre de combustion et une canalisation d'alimentation en kérosène alimentant lesdits moyens d'injection de carburant, ladite canalisation d'alimentation en kérosène étant logée, au moins en partie dans le premier bras. [0024] Le compresseur peut comporter au moins une roue d'aubes de stator à calage variable. [0025] L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés. Brève description des figures [0026] [fig.1] est une demi-vue en coupe axiale d'une partie d'une turbomachine selon l'invention ; [0027] [fig.2] est une vue schématique illustrant la section d'un des bras. Description détaillée de l'invention [00281 La figure 1 représente une turbomachine 1 selon une forme de réalisation de l'invention. Celle-ci s'étend selon un axe X et comporte une veine d'écoulement d'un flux primaire 2, appelée veine primaire, et une veine d'écoulement d'un flux secondaire 3, appelée veine secondaire. [00291 La veine primaire 2 comporte, de l'amont vers l'aval dans le sens de circulation des flux au sein de la turbomachine 1, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 5, une chambre de combustion 6, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. [00301 Les compresseurs basse pression et haute pression 4, 5 comportent une alternance de roues auhagées de rotor 9 et de roues aubagées de stator 10. Les aubes des roues de stator 10 sont à calage variable. La structure de telles aubes est connue en soi. Le rotor du compresseur basse pression 4 est entraîné en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8, par l'intermédiaire d'un premier arbre. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entraîné en rotation par le rotor de la turbine haute pression 7, par l'intermédiaire d'un second arbre. [00311 La veine secondaire 3 est annulaire et entoure la veine primaire 2. La veine primaire 2 est délimitée, radialement à l'extérieur, par une virole annulaire radialement externe 11. La veine secondaire 3 est délimitée, radialcment à l'intérieur, par un carénage annulaire 12 entourant le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5 et par un carter ou plusieurs carters 13 entourant la chambre de combustion 6 et les turbines haute pression et basse pression 7, 8. [0032] Un premier bras radial 14 s'étend radialcment dans la veine secondaire 3, entre le carter 13 de chambre de combustion et la virole externe 11. Le premier bras 14 est creux et comporte une section profilée illustrée à la figure 2. Ladite section comporte un bord d'attaque amont 15 et un bord de fuite aval 16 et présente une forme effilée symétrique par rapport au plan axial. [0033] Le carénage 12 est fixé, à son extrémité aval, au premier bras 14. [0034] Un second bras radial 17 s'étend radialcment dans la veine secondaire 3, entre le carter 13 de chambre de combustion et la virole externe 11, en aval du premier bras 14. Le second bras 17 est creux et comporte une section profilée similaire à celle du premier bras 14. Le premier bras 14 et le second bras 17 sont situés axialcmcnt en regard l'un de l'autre. [0035] La turbomachine 1 comporte en outre une canalisation 18 destinée à l'écoulement d'un fluide de refroidissement reliant le compresseur basse pression 4 et/ou le compresseur haute pression 5 à la turbine haute pression 7. En particulier la canalisation 18 comporte une portion amont 18a s'étendant depuis le compresseur basse pression 4 et/ ou le compresseur haute pression 5 jusque dans le premier bras 14. Ladite portion amont 18a s'étend radialement à l'intérieur du carénage 12, et n'est donc pas située dans la veine secondaire 3. La portion amont pénètre dans le premier bras 14 par une ouverture située en partie radialement interne du bras 14. La portion amont 18a de la canalisation 18 est ensuite prolongée par une portion 18b s'étendant radialement dans le premier bras 14 et débouchant radialement à l'extérieur de la virole externe 11, par exemple dans le canal annulaire délimité entre la turbomachine 1 et la cellule d'un avion équipé d'un moteur à faible taux de dilution. La canalisation 18 comporte ainsi une portion médiane 18c s'étendant axialement à l'extérieur de la virole externe 11, et donc de la veine secondaire 3, prolongée par une portion aval 18d s'étendant radialement dans le second bras 17 et débouchant au niveau de la turbine haute pression 7. [0036] De cette manière, la présence de la canalisation de refroidissement 18 n'affecte pas l'écoulement du flux secondaire, ladite canalisation 18 permettant le prélèvement d'air issu du compresseur basse-pression 4 et/ou du compresseur haute-pression 5 pour assurer le refroidissement de la turbine haute pression 7. [0037] Une conduite d'alimentation en carburant alimentant des injecteurs de la chambre de combustion peut également être logée, au moins en partie, dans le premier bras. 5