FR 3140122 A1 20240329 FR 2209746 A 20220926 L’invention concerne un ensemble (40) pour turbomachine d’aéronef comprenant une structure (22) de délimitation radiale d’une veine de circulation d’air (14b) destinée à être traversée par un flux d’air (12b), la structure (22) comportant une surface (46) de délimitation radiale de la veine, l’ensemble comprenant également un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant (42), comportant un corps d’échangeur (44) à travers lequel est pratiqué un circuit de lubrifiant (52), ainsi que des ailettes (48) faisant saillie à partir d’une surface (50) de support prévue sur le corps d’échangeur (44), l’échangeur de chaleur étant de conception passive et fixe par rapport à la structure (22). De plus, la surface (50) se trouve en retrait par rapport à la surface (46), de manière à former un renfoncement (54) dans lequel le flux d’air (12b) est destiné à pénétrer, et où au moins plusieurs des ailettes (48) se trouvent chacune logée au moins partiellement. Figure 2. ENSEMBLE POUR TURBOMACHINE D’AERONEF COMPRENANT UN ECHANGEUR DE CHALEUR DU TYPE SACOC, DE CONCEPTION AMELIORE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d’aéronef, et plus précisément à des ensembles équipés d’échangeurs de chaleur du type SACOC, (de l’anglais, « Surface Air-Cooled Oil-cooler »). L’invention s’applique à toutes les conceptions de turbomachine, par exemple les turboréacteurs à soufflante carénée ou non carénée, entrainée directement par un corps basse pression, ou entraînée indirectement par un réducteur. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Les turbomachines d’aéronef comportent de nombreux éléments comme les paliers à roulement supportant le ou les arbres de la turbomachine, qui nécessitent d'être à la fois lubrifiés et refroidis. Par ailleurs, dans le cas d’une turbomachine comprenant une soufflante entraînée par un réducteur, ce dernier nécessite également d’être refroidi et lubrifié. Pour ce faire, il est connu d’alimenter ces éléments en lubrifiant « froid », généralement de l’huile. Il est alors mis en œuvre un ou plusieurs échangeurs air-huile surfacique du type SACOC, disposé dans une veine de circulation d’air de la turbomachine. Dans cet échangeur air-huile de type SACOC, sont ménagés une multitude de canaux dans lesquels circule l’huile à refroidir. L’échangeur comprend un corps à partir duquel des ailettes de refroidissement font saillie, celles-ci présentant habituellement un profil trapézoïdal isocèle s’étendant axialement, dans le sens de circulation du flux d’air. Ces ailettes augmentent la surface d’échange thermique entre l’huile à refroidir circulant dans les canaux du corps, et l’air circulant dans la veine. Une telle réalisation est par exemple connue du document FR 3 016 956 B1. Toutefois, en faisant saillie dans la veine de circulation d’air, habituellement la veine secondaire de la turbomachine, ces ailettes génèrent des pertes de charges indésirables qui nuisent au rendement global de la turbomachine, et qui impactent ainsi négativement sa consommation spécifique. Elles créent également une pré-montée de pression statique qui a un effet sur les composants situés en amont des ailettes, habituellement la soufflante. Or le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l’efficacité énergétique des avions. L’invention vise à répondre aux inconvénients et aux objectifs environnementaux mentionnés ci-dessus, dans le but d’améliorer de manière très significative les performances des turbomachines et, en ce sens, de contribuer à la réduction de l’impact environnemental des aéronefs. Pour cela, l’invention a tout d’abord pour objet un ensemble pour turbomachine d’aéronef comprenant une structure de délimitation radiale pour la circulation d’un flux d’air, la structure s’étendant autour d’un axe central longitudinal de la turbomachine et comportant une surface de délimitation radiale, l’ensemble comprenant également un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant, l’échangeur comportant un corps d’échangeur à travers lequel est pratiqué un circuit de lubrifiant, ainsi que des ailettes de refroidissement par le flux d’air, les ailettes faisant saillie à partir d’une surface de support prévue sur le corps d’échangeur, l’échangeur de chaleur étant de conception passive, et fixe par rapport à la structure de délimitation radiale. Selon l’invention, la surface de support des ailettes se trouve en retrait par rapport à la surface de délimitation radiale, de manière à former un renfoncement dans lequel le flux d’air est destiné à pénétrer, et dans lequel au moins plusieurs desdites ailettes se trouvent chacune logée au moins partiellement. De cette manière, plusieurs ailettes de l’échangeur, et de préférence la totalité d’entre elles, se retrouvent au moins en partie agencées dans le renfoncement, adoptant ainsi une position dite entièrement ou partiellement « enterrée » dans la structure de délimitation radiale . Cet agencement contribue à limiter la distance en saillie des ailettes dans le flux d’air, tout en présentant des performances thermiques identiques ou supérieures. Il en découle une réduction des pertes de charges sur le flux d’air, et donc une hausse de rendement ainsi qu’une baisse de la consommation spécifique, ce qui répond parfaitement aux objectifs environnementaux spécifiés précédemment. En outre, dans le cas où le flux d’air est un flux secondaire de la turbomachine, cet agencement des ailettes de refroidissement dans ce même flux d’air limite avantageusement les effets de remontée de pression statique sur la soufflante située en amont, produisant ainsi un léger gain en opérabilité. L’invention prévoit par ailleurs préférentiellement au moins l’une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises individuellement ou en combinaison. Selon un mode de réalisation préféré de l’invention, toutes les ailettes de l’échangeur se trouvent entièrement logées dans le renfoncement, chacune d’elles présentant une extrémité radiale libre affleurante ou sensiblement affleurante à une surface fictive de reconstitution de la surface de délimitation radiale au niveau du renfoncement. Dans ce cas de figure où les ailettes de refroidissement sont entièrement enterrées, les pertes de charges sont avantageusement minimales. Selon un autre mode de réalisation préféré de l’invention, au moins certaines des ailettes de l’échangeur s’étendent chacune radialement dans le renfoncement et au-delà de ce dernier, de manière à faire saillie dans le flux d’air. Les ailettes sont alors partiellement enterrées. Dans ce dernier cas, il est par exemple prévu que pour chaque ailette parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie dans le flux d’air est constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Cette hauteur en saillie peut par exemple aller jusqu’à 50% de la hauteur totale de l’ailette à partir de la surface de support prévue sur le corps d’échangeur. Selon une alternative, pour chaque ailette parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie dans le flux d’air est strictement décroissante dans le sens de circulation de ce flux d’air, sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Cet enterrement progressif des ailettes permet d’éviter une sortie prématurée des lignes de courant d’air en dehors du renfoncement, et améliore ainsi les échanges entre l’air et les ailettes, dont la hauteur totale peut rester constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Pour ce faire, la surface de support des ailettes est de préférence inclinée de manière à se rapprocher de l’axe central longitudinal en allant dans le sens de circulation du flux d’air. Cette caractéristique est également applicable pour une solution à ailettes entièrement enterrées. De préférence, l’échangeur de chaleur s’étend de manière annulaire circonférentiellement tout le long de la structure de délimitation radiale de la veine de circulation d’air, de manière continue ou sectorisée. De préférence, les ailettes sont parallèles à l’axe central longitudinal. L’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant un ensemble tel que décrit ci-dessus. Cette turbomachine présente de préférence une conception à double veine, dont une veine secondaire dans laquelle circule ledit flux d’air, ladite structure de délimitation radiale étant une structure de délimitation radiale intérieure ou extérieure de la veine secondaire. L’invention s’applique ainsi à tout type de turbomachine, et en particulier aux turboréacteurs à double veine avec une soufflante carénée ou non carénée. 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 ; représente une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon l’invention ; représente une demi-vue en coupe longitudinale, plus détaillée, d’un ensemble selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention, intégré à la turbomachine montrée sur la figure précédente ; représente une vue en coupe transversale de l’ensemble, prise le long de la ligne III-III de la figure précédente ; représente une vue en perspective d’une partie de l’échangeur de chaleur intégré à l’ensemble montré sur les figures précédentes ; représente une vue en perspective similaire à celle de la figure précédente, avec l’ensemble se présentant sous la forme d’un second mode de réalisation préféré de l’invention ; représente une vue en coupe longitudinale d’une partie de l’ensemble, prise selon le plan P de la figure précédente ; et représente une vue en coupe longitudinale similaire à celle de la figure précédente, avec l’ensemble se présentant sous la forme d’un troisième mode de réalisation préféré de l’invention ; représente une vue en coupe longitudinale similaire à celle de la figure précédente, avec l’ensemble se présentant sous la forme d’un quatrième mode de réalisation préféré de l’invention. EXPOSÉ DES MODES DE RÉALISATION En référence tout d’abord à la , il est représenté une turbomachine 1 d’aéronef, selon un mode de réalisation préféré de l’invention. Il s’agit ici d’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, ou encore une turbomachine à une ou plusieurs soufflantes / hélices non carénées. La turbomachine 1 présente un axe central longitudinal 2 autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend, d’amont en aval selon une 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 d’une 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 fixes directeurs de sortie, permettant de redresser le flux d’air secondaire 12b et classiquement dénommés OGV (de l’anglais « Outlet Guided Vanes »). Les bras 30 relient ainsi la virole extérieure 22 du carter intermédiaire à son moyeu 26. La turbomachine présente un taux de dilution, ou BPR (de l’anglais « ByPass Ratio), de l’ordre de huit à quarante, et plus précisément de l’ordre de huit à dix-huit dans le cas présent d’une soufflante carénée. 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. 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 »). L’une des particularités de l’invention réside dans la mise en œuvre d’un ensemble 40 comprenant l’association de l’une des structures annulaires 22, 31, 34 mentionnées ci-dessus, toutes centrées sur l’axe 2, et d’un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant 42, ici du type SACOC. Dans les modes de réalisation préférés qui seront décrits ci-après, la structure annulaire concernée correspond à la virole extérieure 22 du carter intermédiaire. En outre, l’échangeur de chaleur 42 s’étend également de manière annulaire autour de l’axe 2, tout le long de la virole extérieure 22, de façon continue sur 360° ou sensiblement 360°, ou alternativement de façon sectorisée selon la direction circonférentielle 15 de la turbomachine. En référence à présent aux figures 2 à 4, il est représenté l’ensemble 40 selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention. Ici, l’échangeur de chaleur 42 comprend un corps d’échangeur 44 faisant partie intégrante de la virole extérieure 22, en étant réalisé d’un seul tenant avec celle-ci, ou bien avec une partie de ce corps rapportée sur cette virole, par exemple par surmoulage. Selon la direction radiale 17 de l’ensemble 40 et de la turbomachine, le corps d’échangeur 44 se trouve situé vers l’extérieur par rapport à une surface de délimitation radiale extérieure 46 de la veine 14, définie par la virole 22 et canalisant la circulation du flux 12b. L’échangeur de chaleur comprend des ailettes 48 de refroidissement par le flux d’air secondaire 12b, ces ailettes faisant saillie radialement vers l’intérieur à partir d’une surface de support 50 prévue sur le corps 44. Les ailettes de refroidissement 48 sont espacées circonférentiellement et parallèles entre elles, et elles s’étendent radialement vers l’intérieur en étant parallèles à l’axe 2. Elles s’étendent elles aussi de préférence sur 360° ou sensiblement 360°, de manière continue ou sectorisée circonférentiellement. L’échangeur 42, qui est de conception passive et qui reste fixe par rapport à la virole extérieure 22 durant le fonctionnement de la turbomachine, comporte également un circuit d’huile 52 pratiqué à travers le corps d’échangeur 44. Le circuit d’huile 52 prend la forme de canaux de circulation de l’huile « chaude ». En fonctionnement, l’huile « chaude » qui arrive dans le corps 44 et qui demande à être refroidie, traverse la pluralité de canaux du circuit 52. La chaleur dégagée par l’huile « chaude » est transférée à chaque ailette 48 qui est elle-même refroidie par une partie du flux d’air secondaire 12b, correspondant à de l’air « froid ». Ainsi, l’énergie thermique « emmagasinée » dans chaque ailette 48 est transférée via une surface d’échange thermique de chaque ailette à l’air « froid » du flux secondaire. L’une des particularités de l’invention réside dans le fait que la surface de support 50 des ailettes 48 se trouve en retrait par rapport à la surface de délimitation 46 de la veine, radialement vers l’extérieur, de manière à former un renfoncement 54 dans lequel se trouvent les ailettes 48. Plus précisément, ce renfoncement 54 forme une sorte de cavité annulaire radialement externe dans la virole extérieure 22, dans laquelle sont préférentiellement logées toutes les ailettes 48 de l’échangeur. Par conséquent, une partie du flux d’air secondaire 12b est destiné à pénétrer dans le renfoncement 54 jusqu’à son fond formé par la surface de support 50 à partir de laquelle les ailettes 48 font saillie radialement, de manière à épouser la surface d’échange thermique de ces ailettes. Dans ce premier mode de réalisation préféré de l’invention, les ailettes 48 sont dites intégralement « enterrées » dans le renfoncement 54, en ce sens que leurs extrémités radiales internes libres 48a ne font pas saillie en dehors du renfoncement 54 dans la veine 14b. En effet, ces extrémités radiales internes libres 48a des ailettes 48 sont préférentiellement affleurantes ou sensiblement affleurantes à une surface fictive 56 de reconstitution de la veine 14b au niveau du renfoncement 54. Cette surface 56 correspond en effet à celle qui obture fictivement le renfoncement 54, en recréant le profil aérodynamique de la veine, sans marche ou différence de niveau. Dans ce premier mode de réalisation préféré, l’absence de saillie des ailettes 48 dans la veine d’air secondaire 14b limite grandement les pertes de charges sur le flux 12b. Au sein du renfoncement 54, chaque ailette 48 présente une forme générale de trapèze, avec la petite base de ce trapèze se trouvant au niveau de la surface de support 50 à partir de laquelle elle fait saillie, radialement vers l’intérieur. La longueur axiale totale « L » de chaque ailette 48 peut être de l’ordre de 5 à 25 cm. Sa hauteur totale « Ht » peut être de l’ordre de 0,5 à 3 cm, étant entendu qu’elle reste préférentiellement constante sur une longueur « L1 » correspondant à au moins 75% de sa longueur totale L. Cette longueur L1, centrée sur l’ailette, correspond en effet à la partie du trapèze de hauteur constante, à savoir sans ses parties latérales opposées triangulaires. L’épaisseur « E » des ailettes 48 peut quant à elle être de l’ordre de quelques millimètres. Dans un second mode de réalisation préféré de l’invention représenté sur les figures 5 et 6, chaque ailette 48 s’étend radialement dans le renfoncement 54 et au-delà de ce dernier, jusqu’à faire saillie dans la veine 14b. Les ailettes sont alors dites partiellement « enterrées ». Ici, la partie de chaque ailette 48 qui se trouve dans le renfoncement 54 présente une forme trapézoïdale identique ou similaire à celle décrite en référence au premier mode. Elle se poursuit par une partie en saillie dans la veine, de préférence avec un profil trapézoïdal de forme inversée, c’est-à-dire avec sa petite base située radialement vers l’intérieur et formant l’extrémité radiale interne libre 48a de l’ailette. Sa hauteur en saillie « Hs » dans la veine d’air 14b est constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur totale L de l’ailette selon la direction de l’axe 2. Cette hauteur en saillie Hs peut correspondre jusqu’à 50% de la hauteur totale Ht de l’ailette. Selon un troisième mode de réalisation préféré montré sur la , la hauteur en saillie Hs dans la veine 14b est strictement décroissante dans le sens de circulation du flux d’air 12b, sur une longueur L1 correspondant à au moins 75% de la longueur totale axiale L de cette ailette. En effet, seule une extrémité amont biseautée de l’ailette, en saillie dans la veine 14b, présente une hauteur en saillie Hs croissante, mais ensuite, cette hauteur Hs selon la direction radiale 17 reste strictement décroissante jusqu’à l’extrémité aval de l’ailette, qui vient se fondre dans la surface 46 de la virole 22. A cette extrémité aval, l’ailette 48 présente ainsi une hauteur en saillie Hs nulle ou sensiblement nulle. Pour conserver une hauteur totale d’ailette constante ou sensiblement constante sur une grande longueur de celle-ci, il est préférentiellement fait en sorte que la surface 50 de support des ailettes soit inclinée de manière à s’éloigner de l’axe 2 en allant dans le sens de circulation du flux d’air 12b, assimilable à la direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers la turbomachine. Ainsi, sur la longueur L1 de chaque ailette 48 et en allant vers l’aval, la hauteur en saillie Hs diminue au profit de la hauteur d’ailette enterrée. Le renfoncement 54 présente alors une section longitudinale de forme générale triangulaire comme visible sur la , de hauteur s’élargissant en allant vers l’aval. Enfin, chaque extrémité radiale interne libre 48a considérée sur la longueur L1, ainsi que la surface de support 50, présentent chacune de préférence une forme droite / plane. Selon un quatrième mode de réalisation préféré de l’invention, représenté sur la , les ailettes 48 sont dites intégralement « enterrées » dans le renfoncement 54, tout un présentant une hauteur croissante en allant dans le sens de circulation du flux d’air 12b. Pour faire en sorte que les extrémités internes libres 48a des ailettes 48a ne fassent pas saillie en dehors du renfoncement 54, et restent affleurantes ou sensiblement affleurantes à la surface fictive 56 de reconstitution de la veine 14b au niveau du renfoncement 54, tout en présentant une hauteur décroissante pour ces mêmes ailettes 48, la surface de support 50 est également inclinée de manière à s’éloigner de l’axe 2 en allant dans le sens de circulation du flux d’air 12b. 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 les modes de réalisation préférés 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, non carénées, comme les turbomachines à deux hélices contrarotatives non-carénées. A cet égard, il est noté que l’échangeur peut notamment être installé sur la paroi de délimitation radiale interne ou externe de la veine secondaire dans le cas d’un turboréacteur à double flux, ou encore être installé sur le capot externe d’une turbomachine non carénée, telle qu’un turbopropulseur ou une turbomachine dite à « open rotor ». Dans ce dernier cas, la surface de délimitation radiale extérieure 46, au sens de l’invention, est une surface radialement externe épousée par le flux extérieur de la turbomachine. Ensemble (40) pour turbomachine d’aéronef comprenant une structure (22) de délimitation radiale pour la circulation d’un flux d’air (12b), la structure (22) s’étendant autour d’un axe central longitudinal (2) de la turbomachine et comportant une surface de délimitation radiale (46) , l’ensemble comprenant également un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant (42), l’échangeur comportant un corps d’échangeur (44) à travers lequel est pratiqué un circuit de lubrifiant (52), ainsi que des ailettes (48) de refroidissement par le flux d’air, les ailettes faisant saillie à partir d’une surface (50) de support prévue sur le corps d’échangeur (44), l’échangeur de chaleur étant de conception passive et fixe par rapport à ladite structure de délimitation radiale (22) , caractérisé en ce que la surface (50) de support des ailettes se trouve en retrait par rapport à la surface de délimitation radiale (46), de manière à former un renfoncement (54) dans lequel le flux d’air (12b) est destiné à pénétrer, et dans lequel au moins plusieurs desdites ailettes (48) se trouvent chacune logée au moins partiellement. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que toutes les ailettes (48) de l’échangeur (42) se trouvent entièrement logées dans le renfoncement (54), chacune d’elles présentant une extrémité radiale libre (48a) affleurante ou sensiblement affleurante à une surface fictive (56) de reconstitution de la surface de délimitation radiale (46) au niveau du renfoncement. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’au moins certaines des ailettes (48) de l’échangeur s’étendent chacune radialement dans le renfoncement (54) et au-delà de ce dernier, de manière à faire saillie dans le flux d’air (12b). Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que pour chaque ailette (48) parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie (Hs) dans le flux d’air (12b) est constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que pour chaque ailette (48) parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie (Hs) dans le flux d’air (12b) est strictement décroissante dans le sens de circulation de ce flux d’air (12b), sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que la surface (50) de support des ailettes est inclinée de manière à s’éloigner de l’axe central longitudinal (2) en allant dans le sens de circulation du flux d’air (12b). Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’échangeur de chaleur (42) s’étend de manière annulaire circonférentiellement tout le long de la structure de délimitation radiale (22), de manière continue ou sectorisée. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les ailettes (48) sont parallèles à l’axe central longitudinal (2). Turbomachine(1) d’aéronef comprenant un ensemble (40) selon l’une quelconque des revendications précédentes. Turbomachine selon la revendication 9, caractérisée en ce qu’elle présente une conception à double veine (14a, 14b), dont une veine secondaire (14b) dans laquelle circule ledit flux d’air (12b), ladite structure de délimitation radiale (22) étant une structure de délimitation radiale intérieure ou extérieure de la veine secondaire.