FR 3108939 A1 20211008 FR 2003384 A 20200403 Fonctionnement d’une d’écope dans une turbomachine Domaine technique de l’invention L’invention concerne une turbomachine à gaz aéronautique et un procédé de fonctionnement d’écope, dans cette turbomachine. Etat de la technique antérieure La figure 1 représente une turbomachine aéronautique 10 à double flux comportant une nacelle 12 (souvent de forme globalement cylindrique) qui entoure un turboréacteur 14 et une (roue de) soufflante 16 montée en amont du turboréacteur 14. Le turboréacteur 14 comprend essentiellement, d'amont (AM) vers l’aval (AV), suivant l’axe longitudinal XX de la turbomachine, un compresseur basse pression 18, un carter intermédiaire 20, un compresseur 22 haute pression, une chambre de combustion 24, une turbine 26 et un carter d'échappement 28. Ci-après, « axialement » a pour sens suivant (ou parallèlement) à l’axe XX et « radialement » a pour sens transversalement à l’axe XX, donc suivant l’axe Z. Radialement, est externe ce qui est plus éloigné dans l’axe XX que ce qui est interne. Un(des) arbre(s) moteur 56 relie(nt) mécaniquement, au moins par couple (deux à deux), la soufflante 16, le compresseur 22, la turbine 26. La soufflante 16, le compresseur 22 et la turbine 26 se succèdent coaxialement, d’amont vers l’aval, autour de l’axe XX. En fonctionnement, la (roue de) soufflante 16 entraînée par la turbine 26 aspire un flux d'air qui se divise en un flux d'air primaire (Fp) qui traverse le turboréacteur 14 et en un flux d'air secondaire (Fs) qui s'écoule dans une conduite de soufflante 30 à l'intérieur de la nacelle 12 vers l'arrière autour du turboréacteur 14. La nacelle 12 entoure donc la conduite de soufflante 30. Les deux flux, primaire et secondaire, s’écoulent d’amont vers l’aval de la turbomachine, globalement parallèlement à l’axe XX. La conduite 30 de soufflante, qui délimite la veine d'air secondaire, est définie radialement par deux parois, qui peuvent être coaxiales et sensiblement cylindriques, respectivement interne 32 et externe 34. La paroi externe 34 peut être formée par la virole externe 40 du carter intermédiaire 20 prolongée et reliée axialement (en extrémité aval) à une paroi intermédiaire (ou virole) externe 340 de la conduite de soufflante 30, elle-même prolongée et reliée axialement (en extrémité aval) à la virole externe 42 du carter d'échappement 28. Le carter intermédiaire 20 et le carter d'échappement 28 sont des carters structuraux et permettent de rigidifier la turbomachine pour limiter ses distorsions en fonctionnement. Les carters intermédiaire 20 et d'échappement 28 comprennent chacun deux viroles coaxiales respectivement interne 36, 38 et externe 40, 42 disposées l'une à l'intérieur de l'autre et reliées par des structures radiales respectives, profilées 44, 46 (voir aussi figure 2). Chaque structure radiale 44, 46 est typiquement profilée via une enveloppe aérodynamique ; on parle alors typiquement : - de bifurcations (enveloppes pouvant réunir en un seul ensemble des structures radiales 44, 46 ayant le même calage angulaire autour de l’axe XX et pouvant s’étendre, depuis la structure radiale 44 considérée, jusque vers l’extrémité aval 280 du carter d'échappement 28/de la virole 50 , voire jusqu’au droit de la sortie tuyère 281 du turboréacteur), ou - de bras (enveloppes fermées en amont de ladite extrémité aval 280) ; ces bras pouvant typiquement être limités au carter intermédiaire 20. Les carters intermédiaire 20 et d'échappement 28 comprennent chacun une virole intermédiaire, 48, 50 respectivement, agencée entre les viroles interne 36, 38 et externe 40, 42 et pouvant être traversée par les (parties internes des) structures radiales 44, 46. Dans ce cas, ces parties internes desdites structures radiales des carters intermédiaire 20 et d'échappement 28 sont situées dans le flux d'air primaire (Fp) tandis que les parties externes (définies quelques paragraphes ci-avant) sont situées dans le flux d'air secondaire (Fs). Les viroles internes 36, 38 et les viroles intermédiaires 48, 50 des carters intermédiaire 20 et d'échappement 28 délimitent intérieurement et extérieurement, respectivement, la veine d'écoulement du flux d'air primaire (Fp), tandis qu’avec la paroi 340, les viroles externes 40, 42 de ces carters 20, 28 délimitent donc extérieurement la veine 30 d'écoulement du flux d'air secondaire (Fs). Ainsi, en aval du carter intermédiaire 20, une partie aval de la veine annulaire 30 d'air secondaire est-elle délimitée radialement entre la virole externe 42, dite aussi OFS, et la virole interne 32, dite aussi IFS, au niveau du carter d'échappement 28, concentrique. Intégrées à un capot 420 de la nacelle 12 (sa partie aval), les viroles interne 32 et externe 42 sont aptes à passer ensemble et alternativement : - d'une position de fermeture (position représentée à la figure 1) dans laquelle le capot 420 assure la continuité aérodynamique dans la veine d’air secondaire délimitée par la conduite de soufflante 30 (on a ici omis volontairement la cloison d’isolation 58), - à une position d'ouverture dans laquelle le capot 420 ouvre un accès dans la nacelle 12, en découvrant une partie du turboréacteur (position représentée à la figure 2). A cette fin, le capot 420 peut être formé de deux demi-coquilles 420a,420b réunies par d’une charnière axiale 61 située au sommet de la nacelle 12 et autour de laquelle elles s’articulent. Il est à noter qu’assurer, dans l’état opérationnel de la turbomachine, une continuité aérodynamique dans la veine 30 d’air secondaire Fs est d’autant plus important que c’est cette partie périphérique du flux d'air entrant dans la turbomachine qui, éjectée vers l'atmosphère, fournit la majeure partie de la poussée, après avoir franchi une couronne d'aubes 54 fixes disposée coaxialement à l’axe XX, en aval de la soufflante 16, et en amont des structures radiales 44, 46. Cette couronne, appelée redresseur 52 (également connue sous l'acronyme anglais OGV pour « Outlet Guide Vane »), permet de redresser le flux d'air secondaire en sortie de la soufflante, tout en limitant les pertes. Au moins les structures radiales 44 contribuent à supporter et à maintenir en positions le(s) arbre(s) moteur 56 et à assurer la tenue structurale globale de la turbomachine. Une dite structure radiale 44, 46 peut aussi avoir pour fonction de permettre la transmission de mouvement ou de fluides entre la turbomachine et le reste de l'aéronef auquel elle est fixée. Pour ce faire, certaines au moins desdites structures radiales sont creuses, et permettent de loger et faire transiter des servitudes de la turbomachine au reste de l'avion, c'est-à-dire par exemple des canalisations d'huile, de carburant, arbres de transmission, etc. Plusieurs types de dites structures radiales existent donc en fonction de leur rôle et de leur position dans la turbomachine. Par exemple des structures radiales structurales (telles que des bras) dites « principales », dont la fonction principale est de soutenir la turbomachine sous l'aile de l'avion, sont disposées à « 6h » et à « 12h », c'est-à-dire verticalement par rapport à l'avion disposé sur un sol horizontal (terminologie comparée avec la position des aiguilles d'une montre). Des structures radiales dites « auxiliaires » ont par contre pour fonction principale de réaliser une transmission de puissance, en étant creuses afin de contenir un arbre de transmission. Ces structures radiales sont positionnées par exemple à « 8h », c'est-à-dire obliques par rapport à la verticale. Dans le but de réduire la masse d'une turbomachine et d'améliorer ses performances, il a été proposé de regrouper des fonctions de redresseur secondaire et de structure radiale en une seule et même pièce, et ceci pour tous les types de structures radiales. Comme représenté en figure 3, il a été proposé des aubes 540 de redresseur dites « intégrées » (ou OGV intégrés) définissant en commun un ensemble 544 de redressement d’air (secondaire Fs). Chaque OGV intégré 540 est formé par une structure radiale, qui peut être du type auxiliaire décrit ci-avant, dont une partie amont est profilée pour présenter un profil aérodynamique d'aube de redresseur, avec des parties contraintes géométriquement. Une telle structure radiale présente, parallèlement à l’axe XX : - une partie amont 58 présentant axialement une extrémité amont 58a dont la géométrie (le contour côté extrados 58b et côté intrados 58c) doit être celle d'une aube 54 de redresseur, et - une partie aval 60 axialement directement adjacente à la partie amont 58 et qu’elle prolonge vers l’aval, la forme constituée de l’OGV (a minima sa partie aval) et de l’amont de la bifurcation ou du bras étant souvent dénommée en anglais « eaglebeak » (bec d'aigle) et repérée 66 ; on peut donc, au moins dans certains cas, l’assimiler à la « partie amont » 58 précitée (de là la référence 58/66 utilisée ci-après). En outre, cette structure radiale 540 comprend au moins une zone creuse (un passage) 62 de servitudes pouvant traverser la partie aval 60, globalement transversalement à l’axe XX. Peuvent y être disposées canalisations, arbres de transmission, etc., voire le pylône rattachant la turbomachine à l’aéronef. Cette zone prend en compte un nombre important de contraintes de type encombrement des servitudes, jeux de fonctionnement et de montage, épaisseurs de matière, etc. ; elle doit être maintenue inchangée en cas de changement de géométrie du bras structural (d’où la terminologie anglaise : « keep-out zone » ; zone interdite). Le respect de ces contraintes conduit à créer, pour la structure radiale, une géométrie obstruant significativement les veines d'écoulement d'air constituées par les aubes de redresseur situées de part et d'autre du bras. La présence de la zone interdite en aval de l’extrémité amont 58a induit un épaulement 64 du côté intrados 58c de la structure radiale qui empiète sur la portion 30a de veine d'écoulement d'air située entre l'intrados de la structure radiale et l'aube adjacente (repérée 54a figure 3) de la couronne 52. Dans cette zone sont typiquement générés une onde de choc et un décollement de la couche limite du flux d'air en aval, avec donc perte de performance pour le redresseur. En outre, une problématique est apparue, sur certaines géométries d’« OGV intégrés » 540, liée à une tendance vers un décalage angulaire (autour de l’axe XX) du bec d'aigle 66 avec le reste de la structure radiale à cause de la rotation, autour de l’axe XX, de la grille OGV 52 par rapport à l’arrière de la structure de la conduite de soufflante 30, provoquée par la reprise des efforts aérodynamiques par les OGV 54, créant donc un couple de torsion (terme anglais « wind-up ») ; voir flèche marquée « ROTATION » figure 3 et flèches C figures 5 et 11. D’un autre côté, dans une turbomachine double flux, de l’air est prélevé dans le flux d’air secondaire Fs, afin d’alimenter un dispositif de refroidissement d’air 68 (« precooler » en anglais) visant au refroidissement de l’air allant du compresseur 22 jusqu’à l’aéronef. Afin de récupérer un débit d’air à la pression requise, une ou plusieurs écopes 70 sont installées dans la conduite de soufflante 30 qui entoure la veine d’air secondaire Fs. Comme illustré figure 4, chaque écope 70 comprend, dans une structure radiale à OGV intégrés 540, une bouche 72 d’entrée d’air secondaire Fs vers le dispositif de refroidissement d’air 68. Une telle écope 70 peut être : - affleurante (« flush » en anglais), c'est-à-dire qu’elle peut consister simplement en une ouverture dans l’extrados 58b ou dans l’intrados 58c, ou - dynamiques (« dynamic » en anglais), c'est-à-dire qu’elle peut être intrusive dans l’écoulement de la veine secondaire 30 (solution non représentée), avec un capot recouvrant partiellement ladite ouverture et permettant de récupérer de l’énergie cinétique afin d’alimenter le dispositif de refroidissement d’air 68 suivant d’autres spécifications. Toute écope 70 peut être associée en aval de l’ouverture à une vanne (non représentée) qui permet de réguler le débit d’air vers le dispositif de refroidissement d’air 68 correspondant, voire de le couper complètement. Adapter les géométries et modes de fonctionnement d’une écope et tenir compte du couple de torsion C créé lors de la rotation des (parties tournantes autour le l’axe XX des) turbomachines sont des problèmes qu’il importe de surmonter. L’invention a cherché à y parvenir. Selon une première caractéristique, il est dans ce cadre proposé d’équiper une turbomachine présentant un axe (X-X) et comprenant une soufflante et un ensemble de redressement d’un flux d'air dans une conduite de soufflante située en aval de la soufflante, ledit ensemble de redressement de flux d'air comprenant, dans la conduite de soufflante, autour dudit axe (X-X), des aubes de redresseur dont l’une (au moins une) est carénée avec une (respectivement au moins une) structure radiale située en aval et s’étendant radialement audit axe (XX), pour former (par paire d’aube de redresseur/structure radiale située en aval) un ensemble intégré. Plus précisément, sur un tel ensemble intégré pourvu : - d’une partie amont présentant axialement une extrémité amont ayant une géométrie d'aube de redresseur, et - d’une partie aval adjacente à la partie amont (ou donc au bec d'aigle) et qu’elle prolonge vers l’aval, il est proposé, : - que la partie aval présente une écope comprenant une bouche d’entrée d’air vers l’intérieur de la partie aval, et - que les parties amont et aval soient mobiles l’une par rapport à l’autre entre : -- une première position dans laquelle la bouche d’entrée d’air est ouverte, et -- une deuxième position dans laquelle la bouche d’entrée d’air est moins ouverte que dans la première position. Ainsi, la bouche d’entrée d’air est plus ouverte dans la première position que dans la deuxième. Dans la deuxième position la bouche d’entrée d’air peut être (totalement) fermée. En adaptant ainsi la géométrie et les positions relatives de ces parties, on couplera une adaptation de géométrie en zone en bec d'aigle avec un mode de fonctionnement de l’écope. La mobilité relative entre lesdites parties amont et aval est une mobilité de torsion. C’est le couple de torsion créé entre elles par la rotation de la soufflante qui l’induit, lorsque la soufflante tourne autour dudit axe XX. Plus la turbomachine monte en régime, plus les OGV reprennent des efforts aérodynamiques, ils fonctionnent alors comme des ailes d’avion. L’importance de la rotation de la grille OGV autour de l’axe X dépend de la rigidité de la structure formée par la grille. Typiquement, les positions relatives mobiles entre lesdites parties seront des positions angulaires, autour dudit axe (X-X). Les formes respectives à l’interface de ces parties amont et aval et/ou au moins à l’endroit de la bouche d’entrée d’air étant non circulaires, ces rotations autour dudit axe XX ou torsions relatives induiront l’ouverture et la fermeture précitées. Il est aussi proposé, sur cette turbomachine : - que dans ladite première position, lesdites parties amont et aval soient décalées transversalement à l’axe (X-X) l’une par rapport à l’autre, et - que dans ladite deuxième position, lesdites parties amont et aval soient alignées l’une par rapport à l’autre, parallèlement à l’axe (X-X). Ainsi, on pourra optimiser l’écoulement d’air secondaire dans cette zone, notamment en limitant les moments de décalage transversal à certaines périodes critiques prédéterminées. Ce qui précède permet en particulier de prévoir les deux cas suivants : - a) on définit le sens de déplacement de la première position vers la deuxième position comme correspondant au sens de rotation de la soufflante autour de l’axe (X-X), et ledit ensemble intégré présentant un extrados et un intrados, la bouche d’entrée d’air est disposée sur l’extrados, - b) on définit le sens de déplacement de la deuxième position vers la première position comme correspondant au sens de rotation de la soufflante autour de l’axe (X-X), et ledit ensemble intégré présentant un extrados et un intrados, la bouche d’entrée d’air est disposée sur l’intrados. A toutes fins, il est précisé: - que l’extrados est situé du côté (amont) de la partie (repérée 60 ci-après, pourvue de la bouche d’entrée d’air) rencontrant le premier le flux de fluide circulant dans la veine d’air secondaire (Fs), tandis que - l’intrados est situé du côté (aval) opposé de cette partie. Favoriser l’entrée d’air dans l’écope d’autant plus quand la vitesse de rotation de la turbomachine est basse pourra être considérer comme à privilégier, dès lors que cette situation peut être critique. En termes de régime moteur, on pourra définir, sur une turbomachine opérationnelle : - un bas régime comme une vitesse de rotation du compresseur basse pression (repéré 18 ci-après) inférieure à 1500 tr/mn (paramètre souvent dénommé N1), ou comme une vitesse de rotation du compresseur haute pression (repéré 22 ci-après) inférieure à 4500 tr/mn (paramètre souvent dénommé N2) et - un haut régime comme une vitesse de rotation N1 supérieure à 3800 tr/mn, ou comme une vitesse de rotation N2 supérieure à 9000 tr/mn à tr/mn. Une autre manière de présenter les deux cas a) et b) pourrait d’ailleurs aussi être énoncée comme suit : - a) si l’on décide que (la bouche d’entrée d’air de) l’écope soit ouverte à bas régime de rotation de la turbomachine, alors on définira le sens de déplacement de ladite première position vers ladite deuxième position comme correspondant au sens de rotation de la soufflante autour de l’axe (X-X), - b) si l’on décide que (la bouche d’entrée d’air de) l’écope soit ouverte à haut (plus haut que ci-avant) régime de rotation de la turbomachine, alors on définira le sens de déplacement de ladite deuxième position vers ladite première position comme correspondant au sens de rotation de la soufflante autour de l’axe (X-X). Dans le cas a), plus on monte en régime, plus l’écope (qui pourra être ouverte turbomachine à l’arrêt) se referme. On peut alors prévoir qu’elle finisse complètement close. Dans le cas b), plus on monte en régime, plus l’écope s’ouvre jusqu’à être complètement ouverte, à un certain régime moteur. L’écope pourra donc dans ce cas être d’abord fermée ; Ce pourra ainsi être le cas turbomachine à l’arrêt et jusqu’à un certain régime de rotation inférieur audit haut régime. Par ailleurs, prévoir, sur la bouche d’entrée d’air, une vanne se déplaçant avec la partie amont pourra permettre de contrôler au mieux l’entrée d’air dans l’écope. Dans la demande, « caréné avec » a pour sens que les parties ou pièces concernées présentent entre elles une continuité aérodynamique axiale, au moins quand il n’y a pas de couple C de torsion, donc turbomachine à l’arrêt. A la différence de la situation de la figure 1, il n’existe axialement, dans un état caréné, pas de portion de veine secondaire (telle que la portion 30a figure 1) entre une aube 54 de redresseur et la structure radiale qui, en aval, est calée angulairement comme elle, autour de l’axe XX. Ces parties ou pièces sont axialement immédiatement adjacentes deux à deux. Il peut s’agir : - de deux pièces ainsi adjacentes, telles que celles 58,60 ou 58,580,60 ci-après, ayant le même calage angulaire autour de l’axe XX, au moins hors application du couple C de torsion (turbomachine à l’arrêt), ou - de deux parties ou pièces ainsi adjacentes, telles que celles ci-après référencées 58a et 58 figures 5-6,8 ou 58 et 580 figure 11) ayant parallèlement à l’axe X-X, le même calage angulaire y compris quand le couple C de torsion s’applique (turbomachine en fonctionnement). On notera que le couplage précité entre la géométrie adaptée du bec d'aigle et le mode de fonctionnement de l’écope pourra permettre qu’un conduit de veine de décharge soit intégré dans ladite partie amont et donc interposé, parallèlement à l’axe X-X, entre ladite extrémité amont et la partie aval présentant l’écope. En outre, utilement, ladite partie aval sera fixe et/ou sera solidaire (d’une partie de) de la nacelle qui entoure la conduite de soufflante, permettant ainsi de participer à la structuration de cette zone et au mouvement d’ouverture/fermeture de l’entrée de l’écope. Outre les spécificités de turbomachine précitées, l’invention concerne aussi, avec les mêmes avantages, un procédé de fonctionnement d’écope de cette turbomachine dans lequel, lors de l’application d’un couple C de torsion créé par une rotation de la soufflante, la partie amont se décale angulairement autour dudit axe X-X par rapport à la partie aval qui est solidaire de ladite (partie de) nacelle entourant la conduite de soufflante, et qui reste fixe. On considèrera en tant que référentiel fixe la nacelle, ou le pylône, ou encore ledit dispositif de refroidissement d’air (appelé souvent « pre-cooler »), lequel est souvent solidaire du pylône. A ce sujet, ladite partie aval sera d’autant plus aisée à maintenir fixe qu’elle sera fixée ou intégrée au bras 12H qui couvre le pylône de l’avion, c’est-à-dire la structure qui maintient le bras ou la bifurcation en place. On pourra utilement prévoir dans ces conditions que, la (partie de) nacelle comprenant deux demi-coquilles mobiles portant au moins un joint : - on vienne fermer l’une vers l’autre les deux demi-coquilles, par articulation autour d’une charnière de ladite (partie de) nacelle qui entoure la conduite de soufflante, et - alors que lesdites deux demi-coquilles reconstitueront alors la veine d’air secondaire, on leur fasse écraser ledit au moins un joint contre une surface d’appui de joint établie autour d’une surface profilée de ladite partie amont, sans qu’il y ait alors appui sur la partie aval présentant l’écope. Brève description des figures est une demi-coupe transversale (verticale) d’une turbomachine pour aéronef de l’art antérieur, mais dont différentes parties existent dans l’environnement de l’invention, est une perspective vue de l’amont de la nacelle de cette turbomachine, où on aperçoit toutefois l’arrière du turboréacteur disposé dedans, avec encore différentes parties de cet art antérieur qui existent aussi dans l’environnement de l’invention, est une coupe selon la ligne III-III de la figure 1 d’un redresseur pourvu d’une structure radiale à OGV intégré, est une coupe parallèle à celle de la figure 3 d’une seule telle structure radiale à OGV intégré conventionnelle pourvue d’une écope d’entrée d’air, et sont deux coupes identiques à celle de la figure 4 d’une seule telle structure radiale à OGV intégré conforme à l’invention, avec donc bec d’aigle mobile, hors application du couple de torsion (figure 5) et avec ce couple (figure 6), et sont deux coupes identiques à celles des figures 5 et 6, respectivement, d’une variante de réalisation de l’invention sur laquelle l’écope d’entrée d’air dans la structure radiale à OGV intégré apparaît, à l’intrados, et sont encore deux coupes identiques à celles des figures 5 et 6, respectivement, d’une autre variante de réalisation de l’invention sur laquelle l’écope d’entrée d’air dans la structure radiale à OGV intégré apparaît, cette fois à l’extrados, est une perspective locale d’un ensemble de redressement de flux d'air à structure radiale à OGV intégré conforme à l’invention permettant de visualiser, outre un conduit de veine de décharge traversant la veine d’air secondaire dans une partie de bec d’aigle, l’interface où peut s’opérer le décalage angulaire entre lesdites parties amont et aval, et est une vue locale de dessus de la figure 11 (voir flèche XII), avec arrachements, montrant des contacts joint/surface d’appui de joint. Description détaillée de l’invention Comme mentionné ci-avant, l’invention s’applique donc sur une turbomachine présentant un axe (X-X) et comprenant, comme schématisé dans l’exemple de la figure 1 puis sur les figures 6 et suivantes, une soufflante 16 et un ensemble 545 de redressement d’un flux d'air (ici flux d'air secondaire Fs) dans une conduite de soufflante 30 située en aval de la soufflante 16. L’ensemble 545 de redressement de flux d'air comprend, dans la conduite de soufflante 30, autour dudit axe X-X et comme l’ensemble 544 à structures radiales à OGV intégrés 540 ci-avant présenté, des (équivalents d’)aubes 54 de redresseur 52 dont certaines au moins sont, individuellement (aube par aube), carénées avec une (un équivalent de) structure radiale 44 ou 46 (voir repère 44-46 figures 5,7,10) située en aval et s’étendant radialement audit axe (XX), pour former donc cet ensemble intégré (ou ensemble à OGV intégrés) 545 qui présente, pour chaque intégration, et donc pour chaque couple, ou ensemble, OGV/structure radiale 541 continument carénés : - une partie amont 58,66 ou 58/66, ayant, au moins pour sa partie d'extrémité amont 58a, une géométrie d'aube de redresseur, et - une partie aval 60, axialement adjacente à la partie amont qu’elle prolonge immédiatement vers l’aval, globalement parallèle à l’axe X-X. L’une au moins des parties amont 58,66 ou 58/66 et (surtout celle) aval 60 est traversée par une zone creuse 62 de servitudes, globalement transversalement à l’axe X-X. Ainsi, on retrouve, pour chaque couple OGV/structure radiale intégrés, ladite forme en bec d'aigle 66 constituée de l’OGV (a minima sa partie aval) et de l’amont de la bifurcation ou du bras 44. Une spécificité de chaque structure radiale à OGV intégrés 541, par rapport à la structure 540, est que les parties amont 58,66 ou 58/66 et aval 60 sont mobiles l’une par rapport à l’autre, autour dudit axe X-X. Ainsi, on adapte la géométrie de la partie de bec d'aigle 66 et on limite le couple C de torsion précité. Les figures 5-6, 7-8 ou 9-10 permettent de visualiser de tels décalages entre les parties amont et aval d’un OGV intégré 541. Initiés par un couple C, ces décalages peuvent être des décalages angulaires, autour de l’axe X-X. Les formes, en section transversale à l’axe XX, de l’interface entre lesdites parties amont et aval au moins à l’endroit d’une bouche 72 seront adaptées en conséquence (formes non strictement circulaires, au moins à l’interface). Ces décalages peuvent varier en amplitude en fonction de la taille ou de la puissance des moteurs ou lors du changement de souplesse de la grille OGV (par exemple changement de matériau ou réduction du nombre d’aubes sur la grille OGV). Les exemples des figures 7 à 10 permettent de montrer qu’outre une mobilité angulaire, autour dudit axe X-X, entre ces parties amont 58,66 ou 58/66 et aval 60, certaines au moins des structures radiales à OGV intégrés 541 de l’ensemble 545 présentent individuellement et favorablement, en partie aval 60, une écope 70 comprenant donc une bouche 72 d’entrée d’air vers l’intérieur de la partie aval 60 afin d’alimenter un dit dispositif de refroidissement d’air 68. A noter que la solution de l’invention n’exclut pas les écopes dynamiques, non nécessairement affleurantes. Combiner, sur une même structure radiale à OGV intégré 541, une écope (telle que 70) et la mobilité angulaire précitée permettra d’exploiter plutôt que de diminuer les désalignements et déplacements desdites structures radiales à OGV intégrés. Et ceci doit favoriser les performances de la turbomachine. Par ailleurs, pour permettre d’exploiter de manière efficiente l’avantage ci-dessus, on peut prévoir que ladite mobilité soit établie entre : - une première position relative entre lesdites parties amont 58,66 ou 58/66 et aval 60, dans laquelle ladite partie amont ouvre la bouche 72 d’entrée d’air (voir par exemple figure 8 ou 9), et - une deuxième dite position relative dans laquelle cette partie amont 58,66 ou 58/66 ferme (c’est-à-dire obture davantage que dans la première position) la bouche 72 d’entrée d’air (voir par exemple figure 7 ou 10). Ainsi, on va utiliser l’effet indésirable du couple C de torsion précité afin de diminuer l’impact de l’écope sur les performances de la turbomachine. Ceci pourra impliquer de dessiner l’écope en prenant en compte le couple C de torsion et son amplitude de rotation en fonction du régime moteur (plus le régime est élevé, plus les efforts aérodynamiques sur les OGV sont a priori importants et donc plus la grille d’OGVs tourne). En comparant les figures 7-8 et 9-10 on aura en outre compris que l’entrée 72 de l’écope 70 pourra être située côté intrados de la partie aval 60 (figures 7-8) ou côté extrados (figures 9-10). Le cas traité sur les figures 7-8 (cas a) ci-avant) pourra en particulier être celui où l’on souhaite que l’entrée 72 soit, à haut régime de rotation de la turbomachine, d’autant plus ouverte que la rotation de la turbomachine est élevée, ceci si nécessaire au moins dans une certaine gamme de régimes de rotation. Au contraire, le cas traité sur les figures 9-10 (cas b) ci-avant) pourra alors en particulier être celui où, à bas régime de rotation de la turbomachine, on souhaite que l’entrée 72 aille vers une limitation de l’ouverte d’entrée 72 lorsque l’on monte en régime de rotation à partir d’une situation d’arrêt. Pour limiter les perturbations sur le flux de fluide circulant, on pourra utilement choisir : - dans ladite deuxième position (celle donc où la bouche 72 d’entrée est la moins ouverte), que les parties amont 58,66 ou 58/66 et aval 60 soient sensiblement alignées entre elles, parallèlement à l’axe X-X, - alors que, dans la première position, elles seront décalées transversalement audit axe X-X l’une par rapport à l’autre. Encore dans le même but, ladite deuxième position pourra utilement être celle où la bouche 72 d’entrée est fermée. Tel est le cas dans les exemples des figures 7 et 10, alors que sur les figures 8 et 9, la bouche 72 d’entrée, qui est dans la première position, est en pleine ouverture. Ainsi, on pourra choisir : - a) si l’on décide que (la bouche 72 d’entrée dans) l’écope soit ouverte à bas régime de rotation de la turbomachine (voire turbomachine à l’arrêt) puis aille en se fermant quand la turbomachine monte en régime, que le sens de déplacement de la première position (la plus ouverte) vers la deuxième position corresponde au sens R de rotation de la soufflante 16 autour de l’axe (X-X) ; cas des figures 9-10, - b) si l’on décide que (la bouche 72 d’entrée d’air dans) l’écope s’ouvre plus quand la turbomachine augmente sa vitesse de rotation, à haut régime, que le sens de déplacement de ladite deuxième position vers ladite première position corresponde au sens de rotation de la soufflante autour de l’axe (X-X) ; cas des figures 7-8. Pour favoriser l’entrée du flux fluide Fs dans la bouche 72 à bas régime moteur, on disposera utilement cette bouche d’entrée 72 sur l’extrados 58b dans le cas a) ci-dessus ; voir figures 9-10. De façon différente, le haut régime pouvant initier des décollements sur cet extrados 58b, on disposera utilement cette bouche d’entrée 72 sur l’intrados 58c dans le cas b) ci-dessus ; cas des figures 7-8. Dans tous les cas précités, la conformation de la bouche d’entrée 72 et de son environnement structurel (configuration de l’interface entre lesdites parties amont 58 ; 66 ; 58/66 et aval 60) feront qu’utilement, dans la première position, la bouche d’entrée 72 pourra présenter une ouverture (un accès) transversal(e) à l’axe X-X, ou du moins orienté(e) de biais par rapport à cet axe ; voir notamment figures 7-10. A priori, un dispositif de refroidissement d’air 68 nécessite un débit maximal au cours des phases de montée et de descente de l'aéronef, lorsque le compresseur 22 est fortement chargé et donc que l’air qu’il expulse est particulièrement chaud. En munissant l’écope d’une vanne, telle que 660 figures 7 et 10 sur l’entrée 72, se déplaçant avec la partie amont 58,66 ou 58/66, par intégration à celle-ci ou via une partie mécaniquement liée à elle, on doit pouvoir : - fermer (ou presque fermer) la vanne 660 au cours des phases de croisière de la turbomachine où le régime moteur est plus modéré, et - ouvrir davantage la vanne 660 dans les phases de montée/descente où le régime moteur de la turbomachine est plus élevé. Ainsi, le besoin en débit d’air de l’écope et les rotations (« ROTATION ») dues au couple C de torsion précité concorderaient d’autant mieux. On notera encore qu’une écope, qu’elle soit affleurante ou dynamique, débitante (à accès ouvert) ou fermée, est une source de perte de pression totale dans la veine d’air secondaire, ce qui aboutit directement à une augmentation de la consommation de carburant de la turbomachine. En outre, une écope peut être la source de remontées de pression potentielle de la veine d’air secondaire jusqu’au module de soufflante, ce qui est une source d’excitation aéroélastique et de nuisances acoustiques et est une source de diminution du rendement moyen de la soufflante ainsi que d’une réduction de la marge au pompage. Également, sans que cela résulte d’une interaction entre une distorsion de pression statique et la soufflante, une écope peut être à l’origine de nuisances acoustiques par résonance de la cavité. Cette problématique apparait principalement quand le besoin (avionneur ou motoriste) n’est plus à satisfaire et que l’écope est fermée. Améliorer le fonctionnement et/ou la géométrie d’une écope et/ou de son environnement structurel est donc utile. Comme schématisé notamment figures 5-6, au moins un joint 76 pourra utilement être établi entre la partie 66 ou 58/66 et la partie aval 60 d’un même ensemble intégré 541. A ce sujet, sur les figures 11,12, on a cherché à figurer en perspective une alternative de réalisation et une organisation de joints devant venir étanchéifier, sur un ensemble intégré 541, ici disposé à « 12h », l’interface entre des parties 66 et 60. Une surface 74 d’appui de joint passe le long de cette interface et suit la face inférieure de l’articulation 61. En outre, un joint 76 vient, par appui contre la surface 74, suivre la jonction entre la structure radiale à OGV intégré 541 et la virole externe ou OFS 42, pour assurer l’étanchéité entre elles, quand l’OFS 42 est fermé. Sur la figure 11, on identifie par ailleurs : - appartenant à ladite partie aval 60, une extension radiale 581 dans laquelle est formée l’écope 70, et - appartenant au bec d'aigle 66, un bras ou extension radial(e) 580 dont la surface 580a extérieure profilée aérodynamiquement entoure, dans le conduit de soufflante 30, un conduit de veine de décharge (connu également sous l'acronyme anglais de kit engine) correspondant à une dite zone creuse de servitude (de là son référencement 62/621). Le sommet du bras 580 est libre de se déplacer par rapport aux pièces précitées repérées 34, 340 et 42. Le bras 580 est l’extension radiale d’une partie annulaire axiale 630 interposée entre le redresseur 52 et une autre partie annulaire axiale 631 qui présente l’extension radiale 581 et qui est adjacente à la partie annulaire axiale 630, immédiatement en aval. Les parties annulaires axiales 630 et 631 appartiennent toutes deux à la virole interne ou IFS 32. La surface 74 d’appui de joint est située contre et autour de la partie annulaire axiale 630 et de la surface profilée 580a de l’extension radiale 580. L’une des aubes (repérée 54a figure 11) du redresseur 52, intégrée à ladite partie amont 58, est carénée avec l’extension radiale 580 située immédiatement en aval et qui lui est donc axialement adjacente. Le conduit de veine de décharge 62/621 est configuré pour guider un flux d'air capté dans le flux d'air secondaire Fs : - depuis au moins une bouche d’entrée d’air 610 traversant la portion tubulaire axiale 630, - jusqu'à un espace d'écoulement secondaire (non représenté), via une sortie 640 interne à l’extension radiale 580. A l’intérieur de l’extension radiale 580, le conduit de veine de décharge 62/621 fait circuler l’air entre une entrée 650, raccordée à bouche d’entrée d’air 610, et la sortie 640 d’air, laquelle est radialement plus extérieure que l’entrée 650. Immédiatement en aval, et donc axialement adjacente à la pièce intégrant l’extension radiale 580, se trouve la partie aval 60 présentant l’écope 70. Dans ce cas, c’est donc entre cette pièce intégrant l’extension radiale 580 et ladite partie aval 60 que va s’opérer le décalage angulaire autour dudit axe X-X, né du couple C de torsion, permettant, lorsque ce couple survient, d’ouvrir naturellement la bouche 72 d’entrée d’air. Lors de l’application du couple C de torsion, dès lors que la turbomachine tourne, la pièce intégrant l’extension radiale 580, et donc le conduit de veine de décharge va, avec l’aube 54a, se décaler angulairement autour dudit axe (X-X) par rapport à la partie aval 60 qui est solidaire de la nacelle 12. Comme déjà mentionné, cette nacelle 12, dont une partie entoure la conduite de soufflante 30, est, au moins pour cette partie, ouvrable sous forme des deux demi-coquilles 420a,420b (figure 2), afin d’accéder au turboréacteur 14 ; plus précisément à son corps HP (haute pression)140. Ce sont ces deux demi-coquilles 420a,420b qui, en se fermant l’une vers l’autre autour de la charnière 61 de la nacelle, vont venir écraser le joint 76 contre la surface 74 d’appui de joint, en même temps qu’elles reconstituent la veine d’air secondaire Fs. Comme cela est apparent figure 12, le joint 76 est alors, via la surface 74 : - en appui contre l’extension radiale 580 et la partie annulaire axiale 630, dont il épouse les contours extérieurs, autour de l’axe XX, - sans qu’il y ait appui sur la partie aval 60 présentant l’écope 70. Turbomachine présentant un axe (X-X) et comprenant une soufflante (16) et un ensemble (545) de redressement d’un flux d'air dans une conduite de soufflante (30) située en aval de la soufflante (16) et délimitant une veine d’air secondaire (Fs), ledit ensemble (545) de redressement de flux d'air comprenant, dans la conduite de soufflante (30), autour dudit axe (X-X), des aubes (54) de redresseur (52) dont l’une est carénée avec une structure radiale (44, 46,580) située en aval et s’étendant radialement audit axe (XX) dans la conduite de soufflante (30), pour former un ensemble intégré (541) présentant : - une partie amont (58 ; 66 ; 58/66) présentant axialement une extrémité amont (58a) ayant une géométrie d'aube de redresseur, et - une partie aval (60) adjacente à la partie amont et qu’elle prolonge vers l’aval, caractérisée en ce que : - la partie aval (60) présente une écope (70) comprenant une bouche (72) d’entrée d’air vers l’intérieur de la partie aval (60), et - les parties amont (58 ; 66 ; 58/66) et aval (60) sont mobiles l’une par rapport à l’autre entre une première position et une deuxième position, la bouche (72) d’entrée d’air étant plus ouverte dans la première position que dans la deuxième position. Turbomachine selon la revendication 1 dans laquelle : - dans ladite première position, lesdites parties amont (58 ; 66 ; 58/66) et aval (60) sont décalées transversalement à l’axe (X-X) l’une par rapport à l’autre, et - dans la deuxième position, lesdites parties amont (58 ; 66 ; 58/66) et aval (60) sont alignées l’une par rapport à l’autre, parallèlement à l’axe (X-X). Turbomachine selon l’une des revendications 1 ou 2, dans laquelle : - on définit le sens de déplacement de la deuxième position vers la première position comme correspondant au sens (R) de rotation de la soufflante (16) autour de l’axe (X-X) - ledit ensemble intégré (541) présentant un extrados (58b) et un intrados (58c), la bouche (72) d’entrée d’air est disposée sur l’intrados (58c). Turbomachine selon l’une des revendications 1 ou 2, dans laquelle : - on définit le sens de déplacement de la première position vers deuxième la position comme correspondant au sens (R) de rotation de la soufflante (16) autour de l’axe (X-X), - ledit ensemble intégré (541) présentant un extrados (58b) et un intrados (58c), la bouche (72) d’entrée d’air est disposée sur l’extrados (58c). Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 4 qui comprend, sur la bouche (72) d’entrée d’air, une vanne (660) se déplaçant avec la partie amont (58 ; 66 ; 58/66). Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle la partie amont (66) présente un conduit de veine de décharge (62/621) interposé, parallèlement à l’axe (X-X), entre ladite extrémité amont (58a) et la partie aval (60) présentant l’écope (70). Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle la partie aval (60) est solidaire d’une nacelle (12) entourant la conduite de soufflante (30). Procédé de fonctionnement de l’écope (70) de la turbomachine selon la revendication 7 dans lequel, lors de l’application d’un couple (C) de torsion créé par une rotation de la soufflante (16), la partie amont (58 ; 66 ; 58/66) se décale angulairement autour dudit axe (X-X) par rapport à la partie aval (60) qui reste fixe. Procédé de fonctionnement de l’écope (70) selon la revendication 8, ou de l’écope (70) de la turbomachine selon la revendication 7, dans lequel, la nacelle (12) comprenant deux demi-coquilles (420a,420b) mobiles portant au moins un joint (76): - on vient fermer l’une vers l’autre les deux demi-coquilles (420a,420b), par articulation autour d’une charnière (61) de la nacelle, et - alors que lesdites deux demi-coquilles (420a,420b) reconstituent alors la veine d’air secondaire (Fs), on leur fait écraser ledit au moins un joint (76) contre une surface (74) d’appui de joint établie autour d’une surface profilée (580a) de ladite partie amont (66), sans qu’il y ait alors appui sur la partie aval (60) présentant l’écope (70).