FR 3146164 A1 20240830 FR 2301668 A 20230223 Turbomachine (1) d’aéronef, la turbomachine (1) ayant un axe longitudinal (X) et comportant : - un circuit d’huile principal (C1) pour le refroidissement d’un équipement mécanique, - un circuit d’huile secondaire (C2) pour le refroidissement d’un équipement électronique (16), et - un système (20) d’échange de chaleur situé dans une veine (V2) pour être balayé par un flux de gaz (F2), ce système d’échange de chaleur (20) comprenant un premier circuit de refroidissement (C21) relié au circuit d’huile secondaire (C2) et un second circuit de refroidissement (C11) relié au circuit d’huile principal (C1). Figure pour l’abrégé : Figure 8 TURBOMACHINE D’AERONEF COMPORTANT UN SYSTEME D’ECHANGE DE CHALEUR Domaine de l’invention La présente invention concerne le domaine général du refroidissement, et son application notamment dans le domaine de l’aéronautique. Elle vise en particulier une turbomachine d’aéronef comportant un système d’échange de chaleur. Arrière-plan technique Une turbomachine, notamment d’aéronef, comprend divers organes et/ou équipements devant être lubrifiés et/ou refroidis tels que des paliers à roulements et engrenages. La chaleur dégagée par ces composants qui peut être très importante suivant la puissance de l’organe et/ou de l’équipement, est transportée par un fluide et évacuée vers des sources froides disponibles dans l’aéronef. Il est connu d’équiper la turbomachine d’un ou de plusieurs systèmes d’échange de chaleur pour réaliser l’échange de chaleur entre le fluide (typiquement de l’huile) et la source froide (air, carburant, etc.). Il existe même différents types de systèmes d’échange de chaleur qui sont par exemple les échangeurs de chaleur carburant/huile généralement connus sous l’acronyme anglais FCOC pour « Fuel Cooled Oil Cooler » et les échangeurs de chaleur air/huile connus sous l’acronyme anglais ACOC pour « Air-Cooled Oil Cooler ». Les échangeurs de chaleur FCOC ont une double fonction de réchauffement du carburant avant la combustion dans la chambre de combustion de la turbomachine et de refroidissement de l’huile réchauffée par les dissipations thermiques de la turbomachine. Cependant, les échangeurs de chaleur FCOC ne suffisent pas à absorber toutes les dissipations thermiques car la température du carburant est limitée en vue des contraintes de sécurité. Le complément de refroidissement est obtenu par les échangeurs de chaleur ACOC, en particulier ceux du type surfacique et connus sous l’acronyme SACOC. Les échangeurs de chaleur surfacique sont généralement agencés dans la veine secondaire de la turbomachine et utilisent le flux d’air secondaire pour le refroidissement de l’huile circulant dans la turbomachine. Ces échangeurs de chaleur se présentent sous la forme d’une pièce surfacique métallique permettant le passage d’huile dans des canaux usinés. Le flux d’air secondaire est guidé le long d’une matrice d’échange thermique portée par cette pièce surfacique et qui ont pour rôle d’augmenter la surface de contact avec le flux d’air secondaire et d’extraire les calories. Toutefois, les échangeurs de chaleur SACOC ont pour inconvénient de créer des pertes de charge supplémentaires dans la veine secondaire concernée puisqu’ils perturbent l’écoulement d’air ce qui impacte la performance de la turbomachine ainsi que la consommation de carburant spécifique. La Déposante a déjà proposé une solution à ce problème dans les documents FR-A1-3 096 409 et FR-A1-3 096 444. De plus, les besoins en refroidissement du fluide lubrifiant augmentent du fait de l’accroissement des vitesses de rotation et des puissances mises en jeu pour répondre aux tendances de spécification sur les turbomachines. En effet, les échangeurs ACOC sont de plus en plus sollicités dans la future génération des moteurs du fait de l’augmentation importante des dissipations thermiques, principalement due : - aux moteurs du futur qui sont plus gros, ce qui augmente le besoin de lubrification et de refroidissement par de l’huile, - à la présence d’un réducteur de vitesse dans les nouvelles architectures moteur, ce réducteur transmettant une puissance mécanique très élevée et ayant besoin d’être lubrifié et refroidi par de l’huile, et - l’ajout des machines électriques à bord d’un moteur pour l’hybridation, ces machines ayant besoin d’être lubrifiées et refroidies par de l’huile. Le moteur peut comporter plusieurs circuit d’huile, chacun ayant une fonction définie, par exemple un premier circuit pour le refroidissement de l’huile dédiée à la lubrification et au refroidissement du moteur, un deuxième pour la lubrification et le refroidissement du réducteur moteur, un troisième pour le refroidissement des machines, etc. La température et le débit d’huile doivent être pilotés en fonction du circuit correspondant. Par exemple, l’huile servant à lubrifier et refroidir les machines électriques à une plage de température différente de celle pour le refroidissement moteur. Ainsi, l’ACOC est de préférence divisé en plusieurs échangeurs, chaque échangeur étant dédié à un circuit d’huile donné. Ces différents échangeurs sont en général répartis autour de l’axe longitudinal du moteur Le besoin de refroidissement grandissant à un impact direct sur les dimensions des ACOC. Il faut ainsi s’attendre à avoir de gros échangeurs pour pouvoir évacuer les calories de l’huile. Afin d’évacuer les calories d’huile, les ACOC pourraient occuper tout l’espacement disponible d’une veine, et s’étendre ainsi tout autour de la veine et sur toute la hauteur ou dimension radiale de la veine, afin d’avoir le débit d’air nécessaire pour évacuer les calories au point dimensionnant ayant lieu en général lors de la phase de décollage dans le cas d’un jour extrême chaud. Cependant, le fait que les échangeurs ACOC occupent toute la hauteur radiale de la veine empêche de contrôler l’écoulement traversant l’échangeur avec la solution décrite dans les documents FR-A1-3 096 409 et FR-A1-3 096 444. De ce fait, tout le débit d’air traverse les ACOC et par conséquent, chacun des ACOC fonctionne avec des performances aérothermiques non optimales. Cela entraine une perte de charges élevée côté air et conduit à des échangeurs peu efficaces. L’objectif de la présente invention est de proposer un perfectionnement aux technologies existantes permettant d’optimiser le rendement des échanges de chaleur tout en évitant les pertes de charge et en perturbant le moins possible le flux de gaz. L’invention propose ainsi une turbomachine d’aéronef, la turbomachine ayant un axe longitudinal et comportant : - un générateur de gaz s’étendant le long de l’axe et comportant au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine, - un circuit d’huile principal pour le refroidissement d’un équipement mécanique de la turbomachine ou du générateur de gaz, - un circuit d’huile secondaire pour le refroidissement d’un équipement électronique de la turbomachine ou du générateur de gaz, - une veine d’écoulement d’un flux de gaz, qui s’écoule dans la turbomachine et/ou le générateur de gaz, cette veine étant définie par deux parois annulaires, respectivement externe et interne, qui s’étendent l’une autour de l’autre et autour de l’axe, et - un système d’échange de chaleur situé dans ladite veine pour être balayé par au moins une partie dudit flux de gaz, ce système d’échange de chaleur comprenant un premier circuit de refroidissement relié au circuit d’huile secondaire et un second circuit de refroidissement relié au circuit d’huile principal, caractérisée le système d’échange de chaleur comprend des premier et deuxième dispositifs annulaires d’échange de chaleur, qui sont indépendants et disposés axialement l’un derrière l’autre dans la veine, le premier dispositif d’échange de chaleur comportant ledit premier circuit de refroidissement qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile secondaire, et le deuxième dispositif d’échange de chaleur comportant ledit second circuit de refroidissement qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile principal, le premier dispositif d’échange de chaleur étant situé en amont du deuxième dispositif d’échange de chaleur par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz dans la veine. La présente invention propose ainsi de combiner au moins deux dispositifs annulaires d’échange de chaleur dans une même veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz. Ces dispositifs sont avantageusement disposés en série, l’un derrière l’autre, ou les uns derrière les autres, ce qui permet de l’imiter l’impact aérodynamique de ces dispositifs dans la veine. Ces dispositifs n’occupent pas forcément toute la hauteur de la veine et leur agencement l’un vis-à-vis de l’autre, ou les uns vis-à-vis de l’autre, est avantageusement choisi pour optimiser le rendement d’échange thermique. En particulier, le dispositif d’échange dédié au refroidissement de l’équipement électronique est disposé en amont du dispositif d’échange dédié au refroidissement de l’équipement mécanique. La puissance thermique dissipée par l’équipement électronique étant plus faible que celle dissipée par l’équipement mécanique, l’impact de l’échange thermique dans le premier dispositif a peu d’impact sur la température du flux de gaz traversant le deuxième dispositif qui peut donc à son tour assurer un échange thermique optimal. La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - les dispositifs sont portés par l’une des parois et s’étendent sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle sont situés les dispositifs ; - les dispositifs s’étendent sur au plus 75%, voire au plus 50%, de la hauteur de la veine ; - les dispositifs comprennent chacun une matrice d’échange thermique et un capot annulaire unique qui est situé entre les parois de la veine et qui recouvre les matrices d’échange thermique des deux dispositifs, le capot comprenant une première extrémité qui est située en amont de la matrice d’échange thermique du premier dispositif et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz, et une seconde extrémité qui est située en aval de la matrice d’échange thermique du second dispositif et qui a une forme convergente vis-à-vis du flux de gaz ; - les dispositifs sont reliés aux deux parois et s’étendent sur toute une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle sont situés les dispositifs ; - le système d’échange de chaleur comprend un troisième dispositif annulaire d’échange de chaleur, qui est indépendant des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur et qui est disposé en aval des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur, le troisième dispositif d’échange de chaleur comportant un troisième circuit de refroidissement ; - le troisième dispositif est porté par l’une des parois et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le troisième dispositif ; - le premier dispositif est relié aux deux parois et s’étend sur toute une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le premier dispositif, - le deuxième dispositif est porté par l’une des parois et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le deuxième dispositif, et - le troisième dispositif est porté par l’autre des parois et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le troisième dispositif ; - chacun des deuxième et troisième dispositifs comporte une matrice d’échange thermique et un capot annulaire qui est situé entre les parois de la veine et qui recouvre cette matrice d’échange thermique, le capot comprenant une première extrémité qui est située en amont de la matrice d’échange thermique et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz, et une seconde extrémité qui est située en aval de la matrice d’échange thermique et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz ; - les capots des deuxième et troisième dispositifs sont à distance axiale l’un de l’autre, ou se chevauchent mutuellement en directement radiale ; - l’équipement mécanique est un palier à roulement ou un réducteur, et l’équipement électronique est un calculateur ou une machine électrique ; - le troisième circuit de refroidissement est relié à un circuit d’huile tertiaire dédié au refroidissement d’un autre équipement mécanique ; -- les dispositifs sont à distance axiale l’un de l’autre ou les uns des autres ; -- le premier dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique, et/ou le deuxième dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique, et/ou le troisième dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique ; -- le ou chaque dispositif d’échange de chaleur est du type SACOC ou ACOC. La présente invention concerne également un procédé de refroidissement d’au moins un équipement mécanique et d’un équipement électronique dans une turbomachine telle que décrite ci-dessus, dans lequel le circuit d’huile secondaire comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 90°C, et le circuit d’huile principal, voire également le circuit d’huile tertiaire, comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 160°C. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels : La est une demi vue schématique en coupe axiale d’un exemple de turbomachine à laquelle s’applique l’invention ; La est une vue très schématique en coupe transversale d’un système d’échange de chaleur ; La est vue très schématique en coupe axiale du système de la ; La est une autre vue très schématique d’un système similaire à celle de la ; La est une vue schématique en perspective et partielle d’un dispositif d’échange de chaleur ; Les figures 6a et 6b sont des vues très schématiques en coupe transversale de systèmes d’échange de chaleur comportant chacun un dispositif d’échange de chaleur sectorisé ; La est vue très schématique en coupe axiale du système de la figure 6a ; La est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine comportant un système d’échange de chaleur, selon un premier mode de réalisation de l’invention ; La est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine comportant un système d’échange de chaleur, selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; et La est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine comportant un système d’échange de chaleur, selon un troisième mode de réalisation de l’invention. Description détaillée de l’invention La montre une vue en coupe axiale d’une turbomachine d’axe longitudinal X à laquelle s’applique l’invention. La turbomachine représentée est une turbomachine 1 double flux destinée à être montée sur un aéronef. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ce type de turbomachine. Cette turbomachine 1 double flux comprend de manière générale un générateur de gaz 2 en amont duquel est montée une soufflante ou module de soufflante 3. Dans la présente invention, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine 1 et ici suivant l’axe longitudinal X. Le générateur de gaz 2 comprend un ensemble de compresseur de gaz (comportant ici un compresseur basse pression 4a et un compresseur haute pression 4b), une chambre annulaire de combustion 5 et un ensemble de turbine (comportant ici une turbine haute pression 6a et une turbine basse pression 6b). Classiquement, la turbomachine 1 comprend un arbre basse pression 7 qui relie le compresseur basse pression 4a et la turbine basse pression 6a pour former un corps basse pression, et un arbre haute pression 8 qui relie le compresseur haute pression 4b et la turbine haute pression 6b pour former un corps haute pression. L’arbre basse pression 7, centré sur l’axe longitudinal X, entraîne ici un arbre de soufflante 9 grâce à un réducteur de vitesse 10. Des paliers de guidage 15 en rotation permettent également de guider en rotation l’arbre basse pression 7 par rapport à une structure fixe ou stator de la turbomachine. L’arbre haute pression 8 est également guidé en rotation par des paliers de guidage (non représentés). La soufflante 3 est carénée par un carter de soufflante 11 portée par une nacelle 12 et génère un flux d’air primaire F1 qui circule à travers le générateur de gaz 2 dans une veine primaire V1, et un flux d’air secondaire F2 qui circule dans une veine secondaire V2 autour du générateur de gaz 2. Le flux d’air secondaire F2 est éjecté par une tuyère secondaire 13 terminant la nacelle alors que le flux d’air primaire F1 est éjecté à l’extérieur de la turbomachine 1 via une tuyère d’éjection 14 située en aval du générateur de gaz 2. Dans la suite de la description, le carter de soufflante 11 et la nacelle 12 sont considérés comme une seule et même pièce. Les paliers de guidage 15 et le réducteur de vitesse 10 dans cet exemple de configuration de la turbomachine 1 doivent être lubrifiés et/ ou refroidis pour assurer la performance de la turbomachine 1. La puissance générée par ceux-ci est dissipée dans un fluide provenant d’une source d’alimentation en fluide installée dans la turbomachine 1 et qui permet de lubrifier et/ou de refroidir divers organes et/ou équipements de la turbomachine 1. Bien entendu d’autres équipements de la turbomachine 1 génèrent de la chaleur devant être extraite de leur environnement. C’est notamment le cas d’équipements électroniques 16 de la turbomachine 1, tels que des calculateurs par exemple. A cet effet, la turbomachine 1 comprend un système d’échange de chaleur 20 qui permet de refroidir le fluide destiné à lubrifier et/ou refroidir ces organes et/ou équipements. Dans le présent exemple, le fluide est une huile et la source froide destinée à refroidir l’huile est un flux de gaz circulant dans la turbomachine, notamment le flux d’air secondaire F2. Un système d’échange de chaleur 20 comprend au moins un dispositif annulaire d’échange de chaleur qui est situé dans une veine, cette veine comportant deux parois annulaires, respectivement externe et interne, qui s’étendent l’une autour de l’autre et autour d’un même axe X. Dans le cas de la par exemple, le système d’échange de chaleur 20 de la turbomachine 1 comprend une paroi externe 22 formée par le carter de soufflante 11 et/ou la nacelle 12, une paroi interne 23 formée par un carter du générateur de gaz 2, et un dispositif d’échange de chaleur 21 qui est ici porté par la paroi externe 22 et situé dans la veine V2. Le dispositif d’échange de chaleur 21 est par exemple du type surfacique (par exemple du type SACOC) et de préférence du type air/huile. Le dispositif 21 comprend un circuit d’huile et une matrice d’échange thermique située dans la veine V2 et configurée pour être balayée par ledit flux de gaz F2. Comme évoqué dans ce qui précède, la matrice d’échange thermique peut comprendre des ailettes et/ou des plaques et/ou des tubes. Une matrice peut être étagée et comprendre par exemple un empilement de plusieurs couches, chacune des couches comportant des ailettes, ou au moins une plaque ou au moins un tube. Les ailettes sont destinées à être balayées par un flux de gaz, et les plaques ou tubes sont traversées par exemple par un circuit d’huile ou comprennent un tel circuit d’huile. Les figures 2 et 3 montrent de manière schématique un système d’échange de chaleur 20 de ce type. On constate que le dispositif d’échange de chaleur 21 de ce système 20 est annulaire et s’étend en continu sur 360° autour de l’axe X. On constate aussi qu’il occupe une partie seulement de la hauteur H de la veine V2. Le dispositif 21 a une hauteur h ou dimension radiale qui représente une partie seulement de la hauteur H ou dimension radiale de la veine V2. Ces hauteurs H, h sont mesurées en direction radiale vis-à-vis de l’axe X, dans une zone de la veine V2 dans laquelle est situé ce dispositif 21. La hauteur H de la veine V2 est susceptible d’évoluer le long de l’axe X. L’une des problématiques observées dans un dispositif 21 de ce type est les perturbations et les pertes de charge générées dans le flux de gaz F2, ce qui a pour effet d’augmenter la consommation spécifique et en carburant de la turbomachine 1. D’où l’intérêt d’optimiser la performance aérothermique de ce système 20. Dans les documents précités, la Demanderesse a proposé une solution pour optimiser l’intégration de ce type de dispositif 21 dans une veine, qui est illustrée à la . L’idée consiste à ralentir la vitesse du flux de gaz traversant le dispositif 21. En effet, l’écoulement de gaz traversant le dispositif 21 est très turbulent. Le fait de ralentir la vitesse d’écoulement du flux d’air en entrée du dispositif 21 permet d’optimiser ses performances aérothermiques et ainsi de minimiser la perte de charge pour une dissipation thermique donnée. Le contrôle de l’écoulement traversant le dispositif 21 peut se faire en associant au dispositif 21 un divergent 24 en entrée et un convergent 25. Le divergent 24 en amont du dispositif 21 est configuré de manière à comprimer et ralentir le flux de gaz entrant dans le dispositif 21, et le convergent 25 disposé en aval du dispositif 21 est configuré de manière à accélérer et détendre le flux de gaz sortant du dispositif. En entrée du dispositif 21, le facteur de ralentissement est inversement proportionnel au ratio des hauteurs h/h0, h étant la hauteur précitée et h0 étant la hauteur en entrée du divergent 24. A noter que plus l’écoulement est ralenti, plus la perte de charge générée par le dispositif 21 diminue. En sortie du dispositif 21, le facteur d’accélération est inversement proportionnel au ratio des hauteurs h/h3, h3 étant la hauteur en sortie du convergent 25. La illustre en perspective une partie d’un dispositif d’échange de chaleur 21. On y voit la matrice d’échange thermique 26 qui est intercalée ou prise en sandwich entre un capot 27 et la paroi 22, 23 qui porte ce dispositif 21. Le convergent 25 et le divergent 24 peuvent être formés par des extrémités du capot 26, comme dans l’exemple représenté. Dans la et les autres figures, des flèches sont utilisées pour représenter schématiquement le circuit d’huile 28. Les figures 6a et 6b montrent de manière schématique des variantes de réalisation de systèmes d’échange de chaleur 20. Dans le cas de la figure 6a, le système 20 comprend un dispositif annulaire d’échange de chaleur 21 qui est sectorisé et comprend deux secteurs ayant chacun une étendue angulaire de 180° environ. Dans le cas de la figure 6b, le système 20 comprend un dispositif annulaire d’échange de chaleur 21 qui est sectorisé et comprend quatre secteurs ayant chacun une étendue angulaire de 90° environ. Par ailleurs, dans ces figures 6a-6b, le dispositif d’échange de chaleur 21 s’étend sur toute la hauteur H de la veine et est reliée aux deux parois 22, 23. La hauteur h du dispositif 21 est alors égale à la hauteur H de la veine ( ). La présente invention propose un perfectionnement à cette technologie et propose plusieurs modes de réalisation qui sont illustrés aux figures 8 et suivantes. Une des particularités de l’invention repose sur le fait que le système d’échange de chaleur comprend au moins deux dispositifs annulaires d’échange de chaleur indépendants et que chacun de ces dispositifs est dédié au refroidissement d’un équipement différent. La turbomachine 1 qui est très schématiquement représentée par un rectangle à la et qui peut être comparable à celle de la , comprend : - un circuit d’huile principal C1 pour le refroidissement d’un équipement mécanique de la turbomachine 1 ou du générateur de gaz 2, cet équipement mécanique étant par exemple un réducteur 10 ou un palier 15, et - un circuit d’huile secondaire C2 pour le refroidissement d’un équipement électronique 16 de la turbomachine 1 ou du générateur de gaz 2. Le système d’échange de chaleur 20 de la turbomachine 1 est situé dans une veine V2 du type précité et est balayé par au moins une partie du flux de gaz F2 s’écoulant dans cette veine. Ce système d’échange de chaleur 20 comprend une premier circuit C21 de refroidissement relié au circuit d’huile secondaire C2 et un second circuit de refroidissement C11 relié au circuit d’huile principal C1. Selon l’invention, le système d’échange de chaleur 20 comprend des premier et deuxième dispositifs annulaires d’échange de chaleur 21, 30, qui sont indépendants et disposés axialement l’un derrière l’autre dans la veine V2. Le premier dispositif d’échange de chaleur 21 comporte le premier circuit de refroidissement C21 et est dédié au refroidissement du circuit d’huile secondaire C2 et donc à l’équipement électronique 16. Le deuxième dispositif d’échange de chaleur 30 comporte le second circuit de refroidissement C11 et est dédié au refroidissement du circuit d’huile principal C1 et donc à l’équipement mécanique. Le premier dispositif d’échange de chaleur 21 est situé en amont du deuxième dispositif d’échange de chaleur 30 par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz F2 dans la veine V2. Dans l’exemple représenté, les dispositifs 21, 30 sont situés sur la paroi interne 23 mais en variante ils pourraient être situés sur la paroi externe 22. Ces dispositifs 21, 30 sont de préférence du type air-huile et par exemple surfacique et comprennent chacun une matrice d’échange thermique 26 située dans la veine V2 et coiffée par un capot annulaire 27. Dans l’exemple représenté, les deux dispositifs 21, 30 ont le même capot 27 ou partagent le même capot 27. Les matrices d’échange thermique 26 des dispositifs 21, 30 sont à distance axiale l’une de l’autre et le capot 27 comprend une première extrémité 27a située en amont de la matrice d’échange thermique 26 du dispositif 21 par rapport à l’écoulement du flux de gaz F2, et qui a une forme divergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2, et une seconde extrémité 27b située en aval de la matrice d’échange thermique 26 du dispositif 30 par rapport à l’écoulement du flux de gaz F2, et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2. Dans l’exemple représenté, les extrémités 27a, 27b ont chacune une forme tronconique ou bombée. Chacun des dispositifs 21, 30 peut comprendre une matrice d’échange thermique 26 unique, ou sectorisée et comprendre deux ou plus matrices d’échange thermiques réparties autour de l’axe X, comme évoqué dans ce qui précède. Dans l’exemple représenté, le premier dispositif 21 situé à gauche sur le dessin, est un dispositif amont qui occupe une hauteur h dans la veine comprise entre 20 et 50% de la hauteur H. Le second dispositif 30 situé à droite sur le dessin, est un dispositif aval qui occupe une hauteur h’ dans la veine comprise entre 20 et 50% de la hauteur H’. h ‘ peut être supérieure ou inférieure à h. On comprend qu’une partie périphérique interne F2’ du flux d’air F2 (par exemple 5 à 30% du débit) s’écoulant dans la veine V2 va pénétrer dans le dispositif 21 alors que le reste va contourner le dispositif 21 par l’extérieur. Ce flux de gaz F2’ va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C2, puis va ensuite pénétrer dans le dispositif 30 pour participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C1. Le dispositif 30 est ainsi traversé par un flux de gaz F2’ qui a déjà servi à un refroidissement, ce qui limite l’impact sur le flux de gaz restant qui contourne le système 20. Comme la température de l’huile dans le circuit C2 est inférieure à la température de l’huile dans le circuit C1, le besoin en refroidissement du circuit C2 est inférieur au besoin en refroidissement du circuit C1. Cela signifie que la puissance dissipée par le circuit C2 dans le flux de gaz est relativement faible et affecte peu la température de ce flux de gaz qui peut assurer un refroidissement efficace du circuit d’huile C1 dans le dispositif 30. Le second mode de réalisation illustré à la diffère du premier mode de réalisation en ce que les dispositifs 21, 30 s’étendent sur toute la hauteur de la veine V2 et sont donc reliés respectivement aux deux parois 22, 23. Les dispositifs 21, 30 sont espacés axialement l’un de l’autre et ne comportent pas de capot. Chacun des dispositifs 21, 30 peut comprendre une matrice d’échange thermique 26 unique, ou sectorisée et comprendre deux ou plus matrices d’échange thermiques réparties autour de l’axe X, comme évoqué dans ce qui précède. On comprend que la totalité du flux de gaz F2 s’écoulant dans la veine V2 va pénétrer dans le dispositif 21 et va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C2, puis va ensuite pénétrer dans le dispositif 30 pour participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C1. Le dispositif 30 est ainsi traversé par un flux de gaz F2 qui a déjà servi au refroidissement, comme évoqué dans ce qui précède. Le troisième mode de réalisation illustré à la diffère du premier mode de réalisation notamment par le fait qu’il comprend trois dispositifs annulaires d’échange de chaleur 21, 30, 40 qui s’étendent autour de l’axe X et sont situés dans la veine V2. Le premier dispositif 21 est relié aux deux parois 22, 23 et s’étend sur toute la hauteur de la veine V2. Sa hauteur h1 est ainsi égale à la hauteur H1 de la veine dans cette zone. Ce dispositif est similaire au dispositif 21 de la . Le deuxième dispositif 30 est porté par l’une des parois, et en particulier la paroi interne 23, et s’étend sur une hauteur h2 prédéterminée dans la veine (de hauteur H2 dans cette zone). Ce dispositif 30 est similaire au dispositif 30 de la à la différence près qu’il comprend son propre capot 27. Le troisième dispositif 40 est porté par l’autre des parois, en particulier la paroi externe 22, et s’étend sur une hauteur h3 prédéterminée dans la veine (de hauteur H3 dans cette zone). Ce dispositif 40 comporte un troisième circuit de refroidissement C31 qui est dédié au refroidissement d’un circuit d’huile tertiaire C3 d’un autre équipement mécanique – avantageusement différent de l’équipement mécanique refroidi par le circuit primaire C1. Le dispositif 30 est par exemple utilisé pour refroidir le réducteur 10 et le dispositif 40 est par exemple choisi pour refroidir un ou plusieurs des paliers 15, ou inversement. Chacun des dispositifs 30, 40 comporte une matrice d’échange thermique 26 et un capot annulaire 27, 27’ qui est situé entre les parois 22, 23 de la veine V2 et qui recouvre cette matrice d’échange thermique 26. Le capot 27 du dispositif 30 comprend une première extrémité 27a située en amont de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme divergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2, et une seconde extrémité 27b située en aval de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2. Le dispositif 40 comprend un capot 27’ qui comprend une première extrémité 27a’ située en amont de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme divergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2, et une seconde extrémité 27b’ située en aval de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2. Les capots 27, 27’ des dispositifs 30, 40 sont à distance axiale l’un de l’autre, mais peuvent en variante se chevaucher mutuellement en directement radiale. On comprend que la totalité du flux de gaz F2 s’écoulant dans la veine V2 va pénétrer dans le dispositif 21 et va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C2. Ensuite, une partie périphérique interne du flux d’air F2 (par exemple 5 à 30% du débit) s’écoulant dans la veine va pénétrer dans le dispositif 30 alors que le reste va contourner le dispositif 30. Le flux de gaz qui pénètre dans le dispositif 30 va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C1. Une partie du flux de gaz qui contourne le dispositif 30 va ensuite pénétrer dans le dispositif 40 pour participer au refroidissement de l’huile dans le circuit 3. Dans les différents modes de réalisation décrits dans ce qui précède, le circuit d’huile secondaire C2 comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 90°C par exemple. Le circuit d’huile principal C1, voire également le circuit d’huile tertiaire C3 dans le cas de la , comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 160°C par exemple. L’invention apporte plusieurs avantages parmi lesquels : Amélioration des performances aérothermiques des dispositifs : le concept proposé permet d’optimiser l’écoulement d’un point de vue aérothermique dans chaque dispositif. En effet, le système d’échange de chaleur n’occupe pas forcément toute la hauteur radiale disponible, ce qui rend possible d’installer un dispositif divergent/convergent en amont/aval pour mieux gérer l’écoulement dans chacun des échangeurs, sans obstruer la veine, et ainsi de réaliser un ralentissement important du flux traversant chaque dispositif. Cela permet d’optimiser les performances aérothermiques de chaque dispositif, de réduire les pertes de charges côté air, et d’avoir des dispositifs plus efficaces ; Le fait d’installer les dispositifs de part et d’autre des parois de la veine permet de prélever de l’air à la même température en entrée de ces deux dispositifs, qui est approximativement la même que celle en entrée veine. Cela évite de réutiliser le même flux d’air réchauffé en sortie du premier échangeur pour refroidir l’huile dans le deuxième échangeur, et ainsi d’augmenter les performances aérothermiques des deux dispositifs ; Le décalage axial entre deux dispositifs permet de désencombrer la veine dans la direction radiale. Turbomachine (1) d’aéronef, la turbomachine (1) ayant un axe longitudinal (X) et comportant : - un générateur de gaz (2) s’étendant le long de l’axe (X) et comportant au moins un compresseur (4, 4b), une chambre annulaire de combustion (5), et au moins une turbine (6a, 6b), - un circuit d’huile principal (C1) pour le refroidissement d’un équipement mécanique de la turbomachine (1) ou du générateur de gaz (2), - un circuit d’huile secondaire (C2) pour le refroidissement d’un équipement électronique (16) de la turbomachine (1) ou du générateur de gaz (2), - une veine (V2) d’écoulement d’un flux de gaz (F2), qui s’écoule dans la turbomachine (1) et/ou le générateur de gaz (2), cette veine (V2) étant définie par deux parois annulaires, respectivement externe (22) et interne (23), qui s’étendent l’une autour de l’autre et autour de l’axe (X), et - un système (20) d’échange de chaleur situé dans ladite veine (V2) pour être balayé par au moins une partie dudit flux de gaz (F2), ce système d’échange de chaleur (20) comprenant un premier circuit de refroidissement (C21) relié au circuit d’huile secondaire (C2) et un second circuit de refroidissement (C11) relié au circuit d’huile principal (C1), caractérisée en ce que le système (20) d’échange de chaleur comprend des premier et deuxième dispositifs annulaires d’échange de chaleur (21, 30), qui sont indépendants et disposés axialement l’un derrière l’autre dans la veine (V2), le premier dispositif d’échange de chaleur (21) comportant ledit premier circuit de refroidissement (C21) qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile secondaire (C2), et le deuxième dispositif d’échange de chaleur (30) comportant ledit second circuit de refroidissement (C21) qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile principal (C1), le premier dispositif d’échange de chaleur (21) étant situé en amont du deuxième dispositif d’échange de chaleur (30) par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz (F2) dans la veine (V2). Turbomachine (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que les dispositifs (21, 30) sont portés par l’une des parois (22, 23) et s’étendent sur une partie seulement d’une hauteur (H) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle sont situés les dispositifs (21, 30). Turbomachine (1) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les dispositifs (21, 30) s’étendent sur au plus 75%, voire au plus 50%, de la hauteur (H) de la veine (V2). Turbomachine (1) selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que les dispositifs (21, 30) comprennent chacun une matrice d’échange thermique (26) et un capot annulaire (27) unique qui est situé entre les parois (22, 23) de la veine (V2) et qui recouvre les matrices d’échange thermique (26) des deux dispositifs (21, 30), le capot (27) comprenant une première extrémité (27a) qui est située en amont de la matrice d’échange thermique (26) du premier dispositif (21) et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz (F2), et une seconde extrémité (27b) qui est située en aval de la matrice d’échange thermique (26) du second dispositif (30) et qui a une forme convergente vis-à-vis du flux de gaz (F2). Turbomachine (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que les dispositifs (21, 30) sont reliés aux deux parois (22, 23) et s’étendent sur toute une hauteur (H) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle sont situés les dispositifs (21, 30). Turbomachine (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le système (20) d’échange de chaleur comprend un troisième dispositif annulaire d’échange de chaleur (40), qui est indépendant des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur (21, 30) et qui est disposé en aval des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur (21, 30), le troisième dispositif d’échange de chaleur (40) comportant un troisième circuit de refroidissement (C31). Turbomachine (1) selon la revendication 6, caractérisée en ce que le troisième dispositif (40) est porté par l’une des parois (22, 23) et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur (H) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le troisième dispositif (40). Turbomachine (1) selon la revendication 7, caractérisée en ce que : le premier dispositif (21) est relié aux deux parois (22, 23) et s’étend sur toute une hauteur (H1) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le premier dispositif (21), le deuxième dispositif (30) est porté par l’une des parois (22, 23) et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur (H2) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le deuxième dispositif (30), et le troisième dispositif (40) est porté par l’autre des parois (22, 23) et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur (H3) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le troisième dispositif (40). Turbomachine (1) selon la revendication 8, caractérisée en ce que chacun des deuxième et troisième dispositifs (30, 40) comporte une matrice d’échange thermique (26) et un capot annulaire (27, 27’) qui est situé entre les parois (22, 23) de la veine (V2) et qui recouvre cette matrice d’échange thermique (26), le capot (27) comprenant une première extrémité (27a) qui est située en amont de la matrice d’échange thermique (26) et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz (F2), et une seconde extrémité (27b) qui est située en aval de la matrice d’échange thermique (26) et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz (F2). Turbomachine (1) selon la revendication 9, caractérisée en ce que les capots (27, 27’) des deuxième et troisième dispositifs (30, 40) sont à distance axiale l’un de l’autre, ou se chevauchent mutuellement en direction radiale. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’équipement mécanique est un palier à roulement (15) ou un réducteur (10), et l’équipement électronique (16) est un calculateur ou une machine électrique. Turbomachine (1) selon la revendication 11, en dépendance de l’une des revendications 6 à 10, caractérisée en ce que le troisième circuit de refroidissement (C31) est relié à un circuit d’huile tertiaire qui est dédié au refroidissement d’un autre équipement mécanique. Procédé de refroidissement d’au moins un équipement mécanique et d’un équipement électronique (16) dans une turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le circuit d’huile secondaire (C2) comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 90°C, et le circuit d’huile principal (C1), voire également le circuit d’huile tertiaire (C3), comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 160°C.