FR 3153849 A1 20250411 FR 2410709 A 20241004 L’invention concerne un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprenant un conduit annulaire (36) s’étendant de manière concentrique autour d’un axe longitudinal et dans lequel un flux d’air s’écoule d’amont en aval, le conduit annulaire comprenant une portion de conduit (28) définissant un col de cygne ayant une section d’entrée amont et une section de sortie aval. Une pluralité de bras (B1,B2) radiaux s’étendent circonférentiellement dans la portion de conduit (28). Une ou plusieurs parois intermédiaires (P1,P2) s’étendent entre deux bras circonférentiellement adjacents (B1, B2) qui forment une paire de bras circonférentiellement adjacents parmi la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras la portion de conduit annulaire (28) en une portion radialement interne (Ci) et une portion radialement externe(Ce) plus éloignée de l'axe longitudinal que la portion radialement interne. Figure pour l’abrégé : Fig. 3B SOUS-ENSEMBLE DE TURBOMACHINE COMPORTANT UN COL DE CYGNE A CONFIGURATION AMELIOREE ET TURBOMACHINE COMPORTANT UN TEL SOUS-ENSEMBLE Le présent exposé concerne un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef à col de cygne et une turbomachine comprenant un tel sous-ensemble. On connaît des turbomachines d’aéronef telles que des turboréacteurs d’aéronef dont l’architecture interne comprend successivement, d’amont en aval dans le sens de circulation d’une veine d’air primaire qui provient de l’entrée d’air du turboréacteur, un carter basse pression renfermant notamment un compresseur et une turbine basse pression, un carter intermédiaire et un carter haute pression renfermant notamment un compresseur et une turbine haute pression. Ces trois carters sont globalement alignés suivant une direction longitudinale qui est donnée par un axe longitudinal du turboréacteur. Ces carters sont configurés de manière à définir un conduit annulaire interne qui s’étend de manière concentrique autour de l’axe longitudinal du turboréacteur, depuis le carter basse pression jusqu’au carter haute pression. La veine d’air primaire s’écoule à l’intérieur du conduit annulaire de l’amont vers l’aval de ce conduit. La portion de conduit annulaire qui est définie par le carter intermédiaire comporte un col de cygne ou une forme en S (vue en section longitudinale) qui définit, pour la veine d’air primaire circulant dans le conduit annulaire, une zone de transition entre les carters basse pression et haute pression. Un tel col de cygne est caractérisé par plusieurs paramètres géométriques dont la pente du col de cygne (déviation radiale entre la section d’entrée amont du col de cygne et la section de sortie aval de ce dernier), la hauteur du col de cygne (capacité à assurer la déviation radiale précitée) et la diffusion du col de cygne, à savoir le ralentissement intrinsèque lié à la géométrie du col de cygne et qui est imposé à l’écoulement d’air. La criticité du col de cygne est d’autant plus grande que sa pente est forte et sa hauteur est grande. Dans un tel cas, le guidage de l’écoulement d’air dans le col de cygne est difficile et les risques de décollement aérodynamique de la veine d’air sont élevés. A contrario, la criticité du col de cygne est faible lorsque la pente et la hauteur du col de cygne sont faibles dans la mesure où l’écoulement d’air est alors assez naturellement guidé par cette géométrie de col de cygne. Lorsque la pente du col de cygne est forte et sa hauteur est faible, l’écoulement d’air doit être fortement guidé mais la proximité des parois délimitant le col de cygne facilite ce guidage. Lorsque la pente du col de cygne est faible et sa hauteur est forte, l’écoulement d’air n’a pas besoin d’être fortement guidé et cet écoulement est naturellement guidé par cette géométrie de col de cygne. Certaines architectures internes de turboréacteur d’aéronef imposent une géométrie de col de cygne à forte pente (col de cygne fortement contraint), ce qui augmente la criticité du col de cygne du point de vue aérodynamique. Afin de réduire la criticité du col de cygne, il est généralement envisagé de modifier l’une des caractéristiques géométriques de ce dernier. La modification géométrique la plus simple consiste à augmenter la longueur (dimension longitudinale) du col de cygne pour en diminuer la pente en vue de réduire sa criticité. Toutefois, une telle modification géométrique a un impact significatif sur la masse embarquée. Il serait donc intéressant de concevoir une nouvelle configuration de col de cygne de sous-ensemble de turbomachine d’aéronef permettant de limiter la criticité du col de cygne, notamment sans impacter de manière considérable la masse embarquée. La présente invention a ainsi pour objet un sous-ensemble de turbomachine comprenant un conduit annulaire qui s’étend de manière concentrique autour d’un axe longitudinal XX’ et dans lequel un flux d’air s’écoule d’amont en aval, le conduit annulaire comprenant au moins une portion de conduit qui définit un col de cygne ayant une section d’entrée amont et une section de sortie aval , le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprenant, dans ladite au moins une portion de conduit, une pluralité de bras qui s’étendent selon une répartition circonférentielle relativement à l’axe longitudinal XX’ de manière espacée les uns par rapport aux autres, chacun suivant une extension radiale et axiale, caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une ou plusieurs parois intermédiaires s’étendant entre deux bras circonférentiellement adjacents qui forment une paire de bras circonférentiellement adjacents parmi la pluralité de bras circonférentiellement adjacents de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire en une portion radialement interne et une portion radialement externe plus éloignée de l'axe longitudinal XX’ que la portion radialement interne. L’adjonction d’une ou de plusieurs parois intermédiaires entre au moins deux bras circonférentiellement adjacents du col de cygne permet de transformer localement le flux d’air ou veine d’air en deux flux d’air ou veines d’air chacun de hauteur réduite par rapport à la hauteur du flux/veine d’air. Le flux d’air est donc mieux guidé dans le col de cygne ainsi configuré et la criticité du col de cygne est ainsi limitée. Un tel agencement permet de réduire significativement la hauteur du flux/veine d’air et donc d’éviter les risques de décollement d’écoulement. Par ailleurs, un tel agencement permet également d’avoir un col de cygne à forte pente et à relativement faible extension longitudinale ou axiale, c’est-à-dire relativement court axialement (pour limiter la masse embarquée dans le sous-ensemble de turbomachine), tout en limitant considérablement la criticité du col de cygne. Selon d’autres caractéristiques possibles: - la section de sortie aval du col de cygne est plus proche de l’axe longitudinal que la section d’entrée amont ; -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents est centrée axialement relativement à l’extension axiale des deux bras; -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents est décalée axialement vers l’amont par rapport à une position centrée relativement à l’extension axiale des deux bras; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend des moyens de modification d’une inclinaison de la ou des parois intermédiaires relativement à ladite au moins une portion de conduit annulaire -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents présente, suivant une vue radiale, une forme générale en Y dont la branche commune du Y est disposée contre un premier des deux bras circonférentiellement adjacents et les deux branches du Y sont disposées contre le deuxième des deux bras; -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents présente, suivant une vue en section transversale relativement à l’axe longitudinal XX’, une forme générale en Y dont la branche commune du Y est disposée contre le premier bras et les deux branches d’extrémité du Y disposées contre le deuxième bras sont chacune dédoublées de manière à former chacune deux sous-branches d’extrémité conférant la forme en Y suivant cette section transversale; -lorsque le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend plusieurs parois intermédiaires entre les deux bras circonférentiellement adjacents, les parois intermédiaires sont réparties axialement suivant l’extension axiale des deux bras; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, d’une part, une paroi intermédiaire amont disposée entre les deux bras au niveau d’un bord dit d’attaque de chacun des deux bras et, d’autre part, une paroi intermédiaire aval disposée entre les deux bras au niveau d’un bord opposé dit de fuite de chacun des deux bras; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une série de parois intermédiaires qui s’étendent axialement de manière successive entre un bord dit d’attaque de chacun des deux bras et un bord dit de fuite de chacun des deux bras; -la série de parois intermédiaires est configurée axialement de manière à ce qu’une première paroi intermédiaire de la série de parois intermédiaires soit disposée au niveau du bord d’attaque de chacun des deux bras et à ce qu’une dernière paroi intermédiaire de la série de parois intermédiaires soit disposée en amont du bord de fuite de chacun des deux bras ou à ce bord de fuite; -chacune des parois intermédiaires a une position radiale qui est différente selon la position axiale qu’elle occupe relativement à l’extension axiale des deux bras circonférentiellement adjacents suivant l’axe longitudinal XX’; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, pour chacune d’une ou de plusieurs autres paires de bras circonférentiellement adjacents de la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, une ou plusieurs parois intermédiaires s’étendant entre les deux bras circonférentiellement adjacents de la paire ou des autres paires de bras circonférentiellement adjacents de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire ou de chacune des autres paires de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire en une portion radialement interne et une portion radialement externe plus éloignée de l'axe longitudinal XX’ que la portion radialement interne; -les bras circonférentiellement adjacents n’ont pas de fonction de redressement du flux d’air s’écoulant dans le conduit annulaire; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend au moins deux portions de conduit définissant chacune un col de cygne et qui sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal XX’. L’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef tel que brièvement exposé ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées. FIG. 1 La FIG. 1 est une vue schématique en section longitudinale d’un mode de réalisation d’un turboréacteur selon l’invention; FIG. 2 La FIG. 2 est une vue schématique partielle agrandie en section longitudinale de la portion de conduit annulaire définissant le col de cygne de la FIG. 1 ; FIG. 3 La FIG. 3 est une vue schématique en perspective avant d’un carter intermédiaire du cœur de réacteur de la FIG. 1 qui intègre un col de cygne; FIG. 3 La FIG. 3 est une vue schématique partielle agrandie d’une région interne du carter de la FIG. 3 intégrant une paroi intermédiaire entre deux bras consécutifs ; FIG. 3 La FIG. 3 est une vue très schématique montrant en section longitudinale la position axiale centrée de la paroi intermédiaire de la FIG. 3 ; FIG. 4 La FIG. 4 est une vue schématique d’une variante de réalisation de l’agencement de la FIG. 3 ; FIG. 5 La FIG. 5 est une vue schématique similaire à celle des figures 3C et 4 montrant un autre mode de réalisation avec deux parois intermédiaires, une en amont et une en aval ; FIG. 6 La FIG. 6 est une vue schématique similaire à celle de la FIG. 5 et montrant une variante avec une série de parois intermédiaires ; FIG. 7 La FIG. 7 est une vue schématique montrant une variation possible dans le sens descendant d’une inclinaison d’une paroi intermédiaire ; FIG. 7 La FIG. 7 est une vue schématique montrant une variation possible dans le sens ascendant d’une inclinaison d’une paroi intermédiaire ; FIG. 8 La FIG. 8 est une vue schématique suivant une vue radiale de parois intermédiaires en forme générale de Y entre deux bras consécutifs; FIG. 8 La FIG. 8 est une vue schématique suivant une vue en section transversale de parois intermédiaires en forme générale de Y entre deux bras consécutifs ; FIG. 9 La FIG. 9 est une vue schématique en demi-section longitudinale d’un autre mode de réalisation d’un turboréacteur selon l’invention. Description détaillée La FIG. 1 représente une section longitudinale d’une turbomachine telle qu’un turboréacteur d’aéronef 10 selon un mode de réalisation de l’invention (il s’agit ici d’un turboréacteur à double flux mais l’invention n’est toutefois pas limitée à ce type de turboréacteur). Un tel turboréacteur a une forme générale longitudinale centrée autour d’un axe longitudinal XX’ et comporte, de manière générale, successivement d’amont en aval dans le sens de circulation du flux d’air illustré par les flèches F (c’est-à-dire de la gauche vers la droite sur la FIG. 1 ), une entrée d’air 12 et une soufflante 14 (connu en terminologie anglo-saxonne sous le terme « fan ») qui fournit de l’air à une veine primaire 16 et à une veine secondaire 18 agencée de façon coaxiale par rapport à la veine primaire 16 et qui sont toutes deux configurées sous forme globalement annulaire. Comme représenté sur la FIG. 1 , le turboréacteur 10 comprend un sous-ensemble tel qu’un cœur de réacteur 20 qui est configuré de manière interne afin de délimiter la veine d’air primaire 16 comme décrit ci-après. Le cœur de réacteur 20 peut comprendre, plus particulièrement, successivement d’amont en aval : -en entrée une pluralité d’aubes statoriques de guidage 22 (IGV) disposées de manière circonférentielle relativement à l’axe longitudinal XX’ et qui ont généralement pour fonction de guider et/ou redresser le flux d’air entrant 16, -un compresseur basse pression 24, -une zone de transition 28 située en aval du compresseur basse pression 24 et qui définit un col de cygne (cette zone sera représentée de manière plus précise sur d’autres figures décrites ultérieurement), -un compresseur haute pression 26, -une chambre de combustion 30, -une pluralité de turbines axiales successives référencées de manière générale 32 (turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à basse pression), -un orifice de sortie 34 du cœur de réacteur 20. L’ensemble des composants du cœur de réacteur 20 définis ci-dessus définissent conjointement un conduit ou passage annulaire 36 qui s’étend de manière concentrique autour de l’axe longitudinal XX’ et suivant la direction longitudinale ou axiale donnée par cet axe sur toute la longueur du cœur de réacteur 20. La veine d’air primaire 16 s’écoule ainsi à l’intérieur de ce conduit annulaire 36 pour y être traitée de manière conventionnelle : la veine d’air est tout d’abord compressée successivement par le compresseur basse pression 24 et le compresseur aval haute pression 26, puis l’air compressé est introduit dans la chambre de combustion 30 où il est mélangé de manière connue avec un combustible (carburant) pour générer des gaz de combustion à haute température qui subissent ensuite des détentes successives dans l’ensemble des turbines successives 32 avant d’être évacués par l’orifice de sortie 34 pour générer une poussée. Une nacelle 38 est représentée en pointillés sur la FIG. 1 et entoure de manière concentrique le turboréacteur 10 de façon connue en délimitant l’entrée d’air amont 12 et, en aval, une sortie d’air 40. La veine secondaire 18 circule à l’intérieur d’un conduit annulaire 42 agencé de façon concentrique par rapport au conduit annulaire 36 et génère une poussée qui s’ajoute à la poussée produite par les gaz de combustion détendus sortant de l’orifice 34. Des bras radiaux 43 forment des aubes statoriques de guidage 22 (OGV). La zone de transition 28 correspond à une portion intermédiaire du conduit annulaire 36 en forme de col de cygne qui comprend une section d’entrée amont Se et une section de sortie aval Ss ( FIG. 1 ). Les sections d’entrée et de sortie délimitent entre elles la forme du col de cygne qui est plus ou moins contrainte, c’est-à-dire que sa pente est plus ou moins accentuée. Ces sections sont généralement parallèles entre elles dans la mesure où la forme de col de cygne raccorde entre elles une portion de conduit annulaire située en amont du col de cygne (là où est disposé le compresseur 24) et une portion de conduit annulaire située en aval du col de cygne (là où est disposé le compresseur 26) et qui est parallèle à la portion de conduit annulaire amont. Dans la configuration illustrée sur la FIG. 1 la section de sortie aval Ss est plus proche de l’axe longitudinal XX’ que la section d’entrée amont Se, définissant ainsi un col de cygne à pente descendante. La FIG. 2 illustre de manière schématique et agrandie en section longitudinale la présence d’une paroi intermédiaire P dans le col de cygne 28 qui sépare ou divise localement (c’est-à-dire dans la région où la paroi intermédiaire s’étend axialement, radialement et circonférentiellement) la portion de conduit annulaire en une portion radialement interne Ci (canal interne) proche de l’axe longitudinal XX’ et une portion radialement externe Ce (canal externe) plus éloignée de l’axe longitudinal que la portion interne Ci et qui est disposée au-dessus de celle-ci sur la FIG. 2 . Comme représenté sur la FIG. 2 , le col de cygne 28 est défini ici comme correspondant à la partie de veine et aux aubages associés s’étendant du bord de fuite de l’aubage amont Aam (dernier aubage du compresseur amont 24) au bord d’attaque de l’aubage aval Aav (premier aubage du compresseur aval 26). Cet agencement permet de transformer la veine de hauteur H (hauteur du col de cygne ou dimension d’une section transversale de passage du col de cygne) en deux veines de hauteur réduite chacune: une veine inférieure de hauteur h1 circulant dans la portion radialement interne Ci (canal interne) et une veine supérieure de hauteur h2 circulant dans la portion radialement externe Ce (canal externe). Le flux d’air circulant dans le col de cygne 28 est ainsi mieux guidé dans chacune des portions radialement interne et externe que dans un col de cygne sans paroi intermédiaire P et la criticité du col de cygne est ainsi limitée. La FIG. 2 illustre la hauteur H qui est l’un des deux paramètres géométriques du col de cygne que sont sa hauteur H et sa pente qui forme un angle par rapport à la direction longitudinale de l’axe XX’. Les figures 3A et 3B sont des vues détaillées qui représentent l’application du principe illustré sur la FIG. 2 au carter intermédiaire 44 du cœur de réacteur 20 de la FIG. 1 . On notera toutefois que le principe illustré sur la FIG. 2 peut également s’appliquer au col de cygne amont 27 qui fait ici partie du carter d’entrée, voire au carter aval, en sus ou à la place du col de cygne 28. Comme représenté sur les figures 3A et 3B, le carter 44 comporte une partie externe formant une ceinture annulaire 46 qui borde extérieurement la zone de transition interne en forme de col de cygne 28. La ceinture annulaire 46 et le col de cygne 28 sont tous deux disposés de manière concentrique par rapport à une portion du moyeu interne 48 du cœur de réacteur 20, le conduit annulaire 36 entourant ce moyeu interne. Sur les figures 3A et 3B seule une portion du moyeu 48 interne a été représentée. Une pluralité de bras, ici huit bras B1-B8 (ce nombre peut toutefois différer selon les configurations de turboréacteur), sont agencés à l’intérieur du col de cygne 28 en s’étendant radialement selon une répartition circonférentielle relativement à l’axe longitudinal XX’ avec chacun une orientation radiale distincte comme illustré sur la FIG. 3 . Les bras sont espacés circonférentiellement les uns des autres (par exemple de manière régulière comme ici). Chacun des bras B1-B8 s’étend radialement suivant toute la hauteur du col de cygne (dimension radiale), c’est-à-dire depuis le moyeu interne 48 jusqu’à la ceinture annulaire 46, et axialement ou longitudinalement suivant tout ou partie de la longueur du col de cygne. Deux bras consécutifs (c’est-à-dire circonférentiellement adjacents) définissent entre eux, localement, une tranche ou segment volumique de la portion de conduit annulaire 28 définissant le col de cygne. Ceci s’applique ici à tous les bras de la pluralité de bras distribués circonférentiellement. Une telle tranche ou segment volumique s’étend suivant un secteur angulaire (défini par l’écartement angulaire entre les bras suivant une vue en section transversale) et axialement ou longitudinalement et définit ainsi, entre ces bras, un volume local dans lequel s’écoule une fraction de la veine d’air qui circule dans la portion de conduit annulaire 28 définissant le col de cygne. Les bras qui s’étendent à l’intérieur du col de cygne sont ici des bras appelés bras structuraux, c’est-à-dire que ces bras ont une fonction mécanique de liaison et de transmission des efforts entre la ceinture annulaire 46 et le moyeu interne 48. Dans le présent mode de réalisation, ces bras présentent chacun un profil rectiligne/droit d’amont en aval (suivant leur extension axiale) et sans inclinaison (aucun profil aérodynamique), et ils n’ont donc pas de fonction de redressement/guidage du flux d’air. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation non illustrés, ces bras structuraux peuvent également être profilés aérodynamiquement de manière à exercer une fonction aérodynamique sur l’écoulement circulant dans la portion de conduit annulaire 28 définissant le col de cygne. Alternativement, les bras qui s’étendent dans le col de cygne peuvent n’avoir qu’une fonction aérodynamique. Selon d’autres configurations possibles, seule une partie des bras peut avoir une fonction structurale avec éventuellement un carénage aérodynamique. Dans le présent mode de réalisation, une paroi intermédiaire P1 à P8 s’étend de manière circonférentielle, respectivement entre les deux bras circonférentiellement adjacents (consécutifs) de chaque paire de bras, à savoir les paires de bras B1 – B2, B2 – B3, B3 – B4, B4 – B5, B5 – B6, B6 – B7, B7 – B8 et B8 – B1. On notera que dans d’autres configurations de turboréacteur non représentées ici, seules certaines paires de bras de la pluralité de bras peuvent comporter, entre les bras consécutifs des paires de bras concernées, une ou plusieurs parois intermédiaires au sens de la présente invention. Dans la configuration représentée sur les figures 3A et 3B une seule paroi intermédiaire est positionnée entre les deux bras circonférentiellement adjacents de chaque paire de bras (et raccordée mécaniquement de manière connue à chacun des bras) de manière à subdiviser la tranche ou segment de portion de conduit annulaire délimitée extérieurement par ces bras en une portion radialement interne Ci (canal interne) et une portion radialement externe Ce (canal externe) comme illustré sur les figures 2 et 3B (espace volumique entre les bras B1 et B2). Comme représenté sur la FIG. 3 , la paroi intermédiaire, telle que P2 sur la FIG. 3 , a un profil qui suit le profil du col de cygne, c’est-à-dire qu’il épouse la forme des parois interne (paroi du moyeu interne 48) et externe (paroi interne de la ceinture annulaire 46) qui définissent entre elles le col de cygne , afin de ne pas introduire trop de perturbations dans le guidage de la veine d’air . Dans le présent mode de réalisation qui est représenté de manière très schématique sur la section longitudinale agrandie de la FIG. 3 , la paroi intermédiaire P1 est représentée de manière centrée axialement par rapport à l’extension axiale du bras B1 représenté en arrière-plan. Cette paroi peut s’étendre sur la totalité de l’extension axiale du bras B1 (et du bras B2) ou ne s’étendre que sur une fraction de l’extension axiale du bras B1 (et du bras B2), en étant à égale distance du bord d’attaque ba et du bord de fuite bf du bras. La configuration où la paroi intermédiaire ne s’étend que sur une fraction de l’extension axiale du bras B1 (et du bras B2) permet de limiter les pertes aérodynamiques. Dans le présent mode de réalisation, la paroi P1 a ainsi une extension axiale ou longueur qui peut varier entre 50 et 100% de l’extension axiale ou longueur du bras. Lorsque la paroi ne s’étend que sur une fraction de l’extension axiale du bras, un tel agencement permet d’éviter de limiter la capacité de l’écoulement à se re-répartir radialement en amont du compresseur aval 26 de la FIG. 1 , notamment vers une zone radialement externe au canal interne Ci, dans le cas où ce dernier est obstrué ou limité en raison d’un possible comportement anormal de ce compresseur aval (par exemple une absence de tirage de débit en pied du compresseur). Dans une variante de réalisation illustrée de manière schématique sur la section longitudinale de la FIG. 4 , la paroi intermédiaire P1’ qui s’étend entre les deux bras consécutifs (circonférentiellement adjacents) d’une même paire de bras est plus courte que sur la FIG. 3 et est décalée axialement vers l’amont (en se rapprochant du bord d’attaque ba du bras B1 et en s’éloignant du bord de fuite bf de ce bras) par rapport à la position centrée axialement de la FIG. 3 . Cet agencement offre à l’écoulement une plus grande capacité, que sur le mode de la FIG. 3 , à se re-répartir radialement en amont du compresseur aval 26 de la FIG. 1 car l’écoulement est moins contraint radialement dans cette région. Selon cette variante, la paroi P1’ a ainsi une extension axiale ou longueur inférieure à 100% de l’extension axiale ou longueur du bras et qui peut descendre jusqu’à 50% de cette dernière. Dans les configurations des figures 3C et 4 l’angle ou l’inclinaison de la paroi intermédiaire P1/P1’ par rapport à la direction longitudinale XX’ peut être identique à celui du col de cygne (pente du col de cygne) ou s’en écarter suivant un écart angulaire de +/- 20°. Par ailleurs, dans ces configurations la hauteur d’implantation de la paroi intermédiaire, à savoir sa position radiale par rapport à la paroi interne pi du col de cygne (ici la paroi inférieure sur les figures), est située entre 35 et 65% de la hauteur H afin que les hauteurs des deux canaux ne soient pas trop disproportionnées l’une par rapport à l’autre.. La FIG. 5 qui est une vue analogue à celle des figures 3C et 4 illustre un autre mode de réalisation dans lequel plusieurs parois intermédiaires s’étendent entre les deux bras circonférentiellement adjacents d’une même paire de bras en étant réparties axialement suivant l’extension axiale ou longueur des deux bras. Plus particulièrement, une paroi intermédiaire amont P1’’ est disposée entre les deux bras au niveau du bord d’attaque ba de chacun des bras (en faisant légèrement saillie au-delà de ce bord : et une paroi intermédiaire aval P2’’ est disposée entre les deux bras au niveau du bord de fuite bf de chacun des bras. Dans le présent mode de réalisation, chaque paroi intermédiaire a une extension axiale ou longueur qui peut varier entre 10% et 50% de l’extension axiale ou longueur du bras. Les deux parois peuvent par exemple avoir des positions radiales décalées l’une par rapport à l’autre. On notera que la hauteur d’implantation ou position radiale de chaque paroi intermédiaire par rapport à la paroi interne pi du col de cygne (ici la paroi inférieure sur les figures) peut être différente selon la position axiale (dans la direction longitudinale de l’axe XX’) de ces dernières, afin notamment d’optimiser le guidage de l’écoulement et les pertes aérodynamiques. La hauteur d’implantation de la paroi intermédiaire P1’’ peut ainsi être supérieure à celle de la paroi intermédiaire P2’’ ou inférieure à celle-ci selon la géométrie. La hauteur d’implantation des parois intermédiaires peut varier entre 25 et 75% de la hauteur H. Dans ce mode de réalisation l’angle ou l’inclinaison de chaque paroi intermédiaire peut être identique à celui du col de cygne (pente du col de cygne) ou s’en écarter suivant un écart angulaire de +/- 20°. La FIG. 6 qui est une vue analogue à celle de la FIG. 5 illustre une variante de réalisation dans laquelle une série de parois intermédiaires s’étendent, d’une part, circonférentiellement entre les deux bras circonférentiellement adjacents d’une même paire de bras et, d’autre part, axialement de manière successive entre le bord d’attaque ba de chacun des deux bras et le bord de fuite bf de chacun de ceux-ci. Plus particulièrement, la série de parois intermédiaires qui comportent ici cinq éléments ou ailettes (ce nombre peut toutefois différer selon les configurations et par exemple être de trois, quatre,…, dix), est configurée axialement pour que la première paroi intermédiaire P1’’’ soit disposée au niveau du bord d’attaque ba de chacun des deux bras et pour que la dernière paroi intermédiaire P5’’’ soit disposée à distance et en amont du bord de fuite bf de chacun des bras ou à ce bord de fuite bf. Dans cette variante, chaque paroi intermédiaire a une extension axiale ou longueur qui peut varier entre 10 et 15% de l’extension axiale ou longueur du bras. On notera que la hauteur d’implantation ou position radiale de chaque paroi intermédiaire peut être différente selon la position axiale de ces dernières, afin notamment d’optimiser le guidage de l’écoulement et les pertes aérodynamiques. Ainsi, la hauteur d’implantation de la première paroi intermédiaire P1’’’ peut être supérieure à celle de la deuxième paroi intermédiaire immédiatement en aval et ainsi de suite jusqu’à la dernière paroi intermédiaire P5’’’. L’agencement inverse est également envisageable. La hauteur d’implantation des parois intermédiaires peut varier entre 25 et 75% de la hauteur H. Dans cette variante l’angle ou l’inclinaison de chaque paroi intermédiaire peut être identique à celui du col de cygne (pente du col de cygne) ou s’en écarter suivant un écart angulaire de +/- 20°. Les figures 7A et 7B illustrent une configuration possible dans laquelle le turboréacteur d’aéronef comprend des moyens de modification d’une inclinaison d’une paroi intermédiaire P1’’’’ (identique à la paroi P1’ de la FIG. 4 ) relativement à la portion de conduit annulaire 28. Plus particulièrement, l’inclinaison de cette paroi intermédiaire par rapport à la paroi interne pi (et donc par rapport à l’axe XX’) peut varier selon la commande d’inclinaison qui lui est communiquée par des moyens conventionnels tels qu’un vérin hydraulique ou électrique afin d’adopter un angle d’inclinaison α (pente descendante) par rapport à un angle d’inclinaison neutre i correspondant à l’inclinaison ou la pente du col de cygne ( FIG. 7 ) ou un angle d’inclinaison β (pente ascendante) par rapport à un angle d’inclinaison neutre i correspondant à l’inclinaison ou la pente du col de cygne ( FIG. 7 ). La valeur de chaque angle peut varier à l’intérieur d’une plage de 20°. Cette variabilité d’inclinaison et ce pilotage en position peuvent être utilisés en fonction du régime moteur, par exemple afin de limiter les pertes aérodynamiques et d’optimiser le rendement de la paroi intermédiaire. Ainsi, la configuration de la FIG. 7 redirige le flux vers le moyeu (paroi interne du carter), limitant ainsi les pertes sur ce dernier. La configuration de la FIG. 7 redirige le flux vers la paroi externe du carter, limitant ainsi les pertes sur cette dernière. Les figures 8A et 8B illustrent une autre configuration possible d’aménagement interne de col de cygne au sens de la présente invention dans laquelle la paroi intermédiaire qui s’étend entre deux bras circonférentiellement adjacents (et ce, pour l’ensemble de la pluralité des bras radiaux agencés dans le col de cygne, dans d’autres configurations non représentées, la paroi intermédiaire peut n’être présente qu’entre certains bras circonférentiellement adjacents) présente, suivant une vue radiale illustrée sur la FIG. 8 pour les bras B1’, B2’ et B3’ (c’est-à-dire une vue prise suivant un rayon du col de cygne, depuis l’extérieur de ce dernier), une forme générale en Y. La branche commune Y1a, Y2a de chaque paroi Y1, Y2 sur la FIG. 8 est disposée contre un premier des deux bras circonférentiellement adjacents (ici respectivement B1’ et B2’) et les deux branches Y1b et Y1c, Y2b et Y2c de chaque paroi Y1, Y2 sont disposées contre le deuxième des deux bras (ici respectivement B2’ et B3’). Par ailleurs, comme illustré sur la vue en section transversale (relativement à l’axe longitudinal XX’) de la FIG. 8 , chaque paroi intermédiaire, telle que les parois Y1 et Y2 définies ci-dessus, qui s’étend entre les deux bras (par exemple structuraux) circonférentiellement adjacents présente également une forme générale en Y (suivant l’extension radiale) : la branche commune du Y, ici Y1a et Y2a, est disposée contre le premier bras (ici B1’ et B2’) et les deux branches d’extrémité Y1b et Y1c, Y2b et Y2c de chaque paroi Y1, Y2 sont en fait dédoublées pour adopter chacune une forme en Y. Seule la branche Y1c et Y2c de chaque paroi est représentée de manière dédoublée sur la FIG. 8 en deux sous-branches Y1c1 et Y1c2, Y2c1 et Y2c2 respectivement. Chaque paroi intermédiaire a ainsi une forme de double Y avec une position axiale différente selon que la paroi est à gauche ou à droite du bras ( FIG. 8 ) et une position radiale différente selon que la paroi est à gauche ou à droite du bras ( FIG. 8 ). La configuration en double Y des parois intermédiaires a une fonction aérodynamique de redressement de l’écoulement. Cette disposition peut s’avérer utile si l’air pénétrant dans le col de cygne n’a pas été suffisamment redressé en amont. La dissymétrie des différentes branches permet de s’adapter à la dissymétrie de l’écoulement. Dans une configuration non représentée sur les figures, la disposition inverse peut être envisagée, à savoir que les branches du Y sont orientées vers la gauche. Dans les modes de réalisation décrits et dans leurs variantes, le turboréacteur est du type à double corps. Le turboréacteur peut toutefois être du type à triple corps. Le turboréacteur peut être du type à soufflante (« turbofan » en terminologie anglo-saxonne) ou être un réacteur à hélice. Dans cette dernière configuration la différence de hauteur entre l’entrée de la veine d’air primaire et le carter ou corps du compresseur haute pression est particulièrement importante, ce qui donne lieu à un col de cygne dans la zone de transition entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression particulièrement contraint et donc à forte criticité. L’invention est donc particulièrement utile dans ce type de configuration. Par ailleurs, certaines configurations de turboréacteurs, notamment à hélice, comportent, dans le conduit annulaire où circule la veine d’air, au moins deux portions de conduit définissant chacune un col de cygne à pente descendante et qui sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal XX’ (au moins deux cols de cygne successifs amont et aval). L’invention est notamment applicable à ce type de configuration, comme à toute configuration de turboréacteur comportant un col de cygne à pente descendante. La FIG. 9 illustre un exemple possible d’architecture de turboréacteur double flux 60 à soufflante non carénée 62, comprenant ici des hélices contra rotatives, et dans laquelle un col de cygne 64 disposé en amont est susceptible d’intégrer l’un des modes de réalisation ou variantes décrits plus haut. Bien que la présente description se réfère à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés ou mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef (10) comprenant un conduit annulaire (36) qui s’étend de manière concentrique autour d’un axe longitudinal (XX’) et dans lequel un flux d’air s’écoule d’amont en aval, le conduit annulaire comprenant au moins une portion de conduit (28) qui définit un col de cygne ayant une section d’entrée amont (Se) et une section de sortie aval (Ss) , le sous-ensemble de turbomachine comprenant, dans ladite au moins une portion de conduit (28), une pluralité de bras (B1-B8) qui s’étendent selon une répartition circonférentielle relativement à l’axe longitudinal (XX’) de manière espacée les uns par rapport aux autres, chacun suivant une extension radiale et axiale, caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend plusieurs parois intermédiaires (P;P1-P8; P1’; P1’’; P1’’’; P1’’’’; Y1-Y8) s’étendant entre deux bras circonférentiellement adjacents qui forment une paire de bras circonférentiellement adjacents parmi la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire (28) en une portion radialement interne (Ci) et une portion radialement externe(Ce) plus éloignée de l'axe longitudinal (XX’) que la portion radialement interne, les parois intermédiaires étant réparties axialement suivant l’extension axiale des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel la section de sortie aval (Ss) du col de cygne est plus proche de l’axe longitudinal (XX’) que la section d’entrée amont (Se). Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend des moyens de modification d’une inclinaison des parois intermédiaires (P1’’’’) relativement à ladite au moins une portion de conduit annulaire. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, d’une part, une paroi intermédiaire amont (P1’’)) disposée entre les deux bras au niveau d’un bord dit d’attaque (ba) de chacun des deux bras et, d’autre part, une paroi intermédiaire aval (P2’’) disposée entre les deux bras au niveau d’un bord opposé dit de fuite (bf) de chacun des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une série de parois intermédiaires (P1’’’-P5’’’) qui s’étendent axialement de manière successive entre un bord dit d’attaque (ba) de chacun des deux bras et un bord dit de fuite (bf) chacun des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 5, dans lequel la série de parois intermédiaires (P1’’’-P5’’’) est configurée axialement de manière à ce qu’une première paroi intermédiaire (P1’’’) de la série de parois intermédiaires soit disposée au niveau du bord d’attaque (ba) de chacun des deux bras et à ce qu’une dernière paroi intermédiaire (P5’’’) de la série de parois intermédiaires soit disposée en amont du bord de fuite (bf) de chacun des deux bras ou à ce bord de fuite. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1, 4, 5 et 6, dans lequel chacune des parois intermédiaires a une position radiale qui est différente selon la position axiale qu’elle occupe relativement à l’extension axiale des deux bras circonférentiellement adjacents suivant l’axe longitudinal XX’. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, pour chacune d’une ou de plusieurs autres paires de bras circonférentiellement adjacents de la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, une ou plusieurs parois intermédiaires s’étendant entre les deux bras circonférentiellement adjacents de la paire ou des autres paires de bras circonférentiellement adjacents, de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras ou de chacune des autres paires de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire en une portion radialement interne et une portion radialement externe plus éloignée de l'axe longitudinal (XX’) que la portion radialement interne. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel les bras circonférentiellement adjacents n’ont pas de fonction de redressement du flux d’air s’écoulant dans le conduit annulaire. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend au moins deux portions de conduit définissant chacune un col de cygne et qui sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal (XX’). Turbomachine d’aéronef comprenant un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 10.