FR 3156167 A1 20250606 FR 2313346 A 20231130 Turbomachine (2) pour un aéronef, cette turbomachine (2) comportant : - une veine annulaire (V) d’écoulement d’un flux de gaz (F3), - un moteur (M), - au moins un équipement (E), - un premier échangeur de chaleur (210) du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz (F3) et qui comprend un premier circuit d’huile (C1) relié à un système (S1) de refroidissement du moteur, - un second échangeur de chaleur (220) du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz (F3) et qui comprend un second circuit d’huile (C2) relié à un système (S2) de refroidissement dudit au moins un équipement (E), et - au moins un troisième échangeur de chaleur (230, 230’) du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz (F3) et qui comprend au moins un troisième circuit d’huile (C3, C3’). Figure pour l'abrégé : Figure 4 TURBOMACHINE POUR UN AERONEF ET SON PROCEDE DE REFROIDISSEMENT Domaine technique de l'invention La présente invention concerne une turbomachine pour un aéronef, et un procédé de refroidissement de cette turbomachine. Aval-plan technique Une turbomachine pour un aéronef comprend divers organes et/ou équipements devant être lubrifiés et/ou refroidis, tels que des paliers à roulement, des engrenages, etc. De plus, les turbomachines de nouvelle génération comportent des machines électriques à bord pour l’hybridation, ces machines ayant besoin d’être lubrifiées et refroidies par de l’huile. La chaleur dégagée par ces composants est transportée par l’huile et évacuée vers des sources froides disponibles à bord. Parmi les sources froides qui existent à bord, il y a l’air et le carburant. L’huile peut être refroidie tout d’abord par le carburant dans un échangeur carburant/huile (généralement connu sous l’acronyme FCOC, acronyme de l’expression anglo-saxonne « Fuel Cooled Oil Cooler »), qui a aussi la fonction de réchauffer le carburant avant son entrée dans la chambre de combustion. Les échangeurs 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 peut être assuré par un échangeur air/huile (généralement connu sous l’acronyme ACOC pour « Air Cooled Oil Cooler »). L’air constitue une source froide de refroidissement de l’huile et peut provenir par exemple de la veine secondaire dans le cas d’une turbomachine à double flux, ou de la veine tertiaire dans le cas d’une turbomachine à triple flux comme illustré à la FIG. 1 et décrit dans le document WO-A1-2023/099533. 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 à : - les moteurs du futur sont plus gros, ce qui augmente le besoin de lubrification et de refroidissement par de l’huile ; - la présence d’un réducteur de vitesse dans les nouvelles architectures moteur, ce réducteur transmet une puissance mécanique très élevée et a besoin d’être lubrifié et refroidi par de l’huile, - l’ajout de machines électriques à bord d’un moteur pour l’hybridation, ces machines ont besoin d’être lubrifiées et refroidies par de l’huile. Un 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 des machines électriques, 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 a une plage de température différente de celle pour le refroidissement moteur. Ainsi, l’échangeur de chaleur ACOC est de préférence divisé en plusieurs échangeurs, chaque échangeur est dédié à un circuit d’huile donné. Ces différents échangeurs sont installés en parallèle dans l’une des veines de la turbomachine, et occupent une partie de cette veine. Dans la FIG. 2 , l’échangeur de chaleur ACOC 1 peut servir à refroidir l’huile de refroidissement du moteur. L’échangeur de chaleur ACOC 2 peut servir à refroidir l’huile des machines électriques pour l’hybridation de la turbomachine. Chacun des ACOC 1 et 2 occupe un secteur angulaire donné de la veine. La veine V est délimitée par des parois annulaires coaxiales 101, 102 qui sont reliées entre elles par des bras structuraux 100 pour assurer la tenue mécanique. Les secteurs angulaires dénotés par « A » sont des secteurs où l’air circule sans aucun obstacle (pas d’échangeur ACOC). Chacun des deux échangeurs doit être dimensionné pour le cas le plus dimensionnant afin de dissiper la puissance thermique sur toutes les autres phases de vol. L’échangeur de chaleur ACOC 1 est divisé à la FIG. 3 en deux parties : - 1a : partie de l’échangeur ACOC 1 servant à assurer le refroidissement de l’huile moteur sur toutes les phases de vol sauf sur les phases les plus dimensionnantes. - 1b : partie de l’échangeur ACOC 1 qui s’ajoute à la partie 1a afin d’assurer le complément de refroidissement sur les phases les plus dimensionnantes (cas avion au sol dans un jour extrême chaud à titre d’exemple). L’échangeur de chaleur ACOC 2 est divisé à la FIG. 3 en deux parties : - 2a : partie de l’échangeur ACOC 2 servant à refroidir l’huile des machines électriques sur toutes les phases de vol sauf sur les phases les plus dimensionnantes, et - 2b : partie de l’échangeur ACOC 2 qui s’ajoute à la partie 1a afin d’assurer le complément de refroidissement sur les phases les plus dimensionnantes. Les deux échangeurs ACOC (ACOC 1 et ACOC 2) assurent des fonctions de refroidissement différentes. Cela entraine des phases dimensionnantes différentes pour chacun des deux échangeurs et conduit à des échangeurs surdimensionnés sur les autres phases et conditions de vol, ce qui a un impact direct sur la perte de charge côté air (performances aérothermiques) et sur la masse des échangeurs. Ceci a pour effet d’augmenter la consommation spécifique (SFC) de la turbomachine et par conséquent la consommation en carburant (FB pour Fuel Burn ). Il existe donc un besoin pour optimiser la performance aérothermique de ces échangeurs. La solution présentée dans le EP-A1-2 472 067 propose un échangeur ACOC enterré dans un compartiment de la turbomachine. L’échangeur de chaleur est intégré dans une cavité débouchant dans une paroi radialement interne de la veine secondaire. Une partie du flux d’air secondaire, prélevé dans la veine secondaire, traverse l’échangeur de chaleur enterré ou celle-ci est réchauffée et est réinjectée dans la veine secondaire. Une écope pilotée, formée par exemple par un volet mobile pivotant et/ou déplaçable en translation, est disposée au niveau de l’entrée de la cavité de manière à s’étendre dans la veine secondaire et de réaliser un débit d’air ajustable vers l’échangeur de chaleur enterré. Le volet mobile de l’écope peut générer des pertes de charges dans la veine secondaire lorsque celui-ci est ouvert. Le volet mobile est piloté de façon à se refermer lorsque le besoin d’échange thermique dans l’échangeur de chaleur enterré devient nul. Le brevet WO-A1-2022/123168A1 propose une solution afin d’optimiser les performances aérothermiques de l’échangeur dans une cavité et de réduire les pertes de charge grâce à un couplage entre un volet mobile et un organe mobile qui permet une adaptation aux différentes phases de vol de la turbomachine et de l’aéronef. Elle concerne un système d'échange de chaleur pour turbomachine, comprenant une cavité comprenant une entrée d'air, un échangeur de chaleur disposé dans la cavité et comprenant un premier circuit dans laquelle peut circuler un premier fluide, un volet mobile monté à l'entrée d'air et se déplaçant entre deux positions autorisant ou interdisant, respectivement, la circulation d'un flux d'air dans la cavité, ,un dispositif de commande comprenant un organe mobile destiné à entraîner le mouvement du volet mobile. Le dispositif de commande est agencé dans le circuit d'alimentation de l'échangeur et est configuré pour autoriser ou interdire la circulation du premier fluide vers l'échangeur et agir simultanément sur l'une des deux positions du volet mobile. La présente invention propose une solution aux problèmes et aux besoins de la technique antérieure, qui est simple, efficace et économique. L’invention concerne une turbomachine pour un aéronef, cette turbomachine comportant : - une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, - un moteur, - au moins un équipement, - un premier échangeur de chaleur du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz et qui comprend un premier circuit d’huile relié à un système de refroidissement du moteur, - un second échangeur de chaleur du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz et qui comprend un second circuit d’huile relié à un système de refroidissement dudit au moins un équipement, caractérisé en ce qu’il comprend en outre : - au moins un troisième échangeur de chaleur du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz et qui comprend au moins un troisième circuit d’huile, et - des vannes de liaison des premier, second et troisième circuits, qui sont aptes à adopter trois configurations : - une première configuration dans laquelle ledit au moins un troisième circuit est isolé des premier et second circuits, - une deuxième configuration dans laquelle le premier circuit est relié en série avec ledit au moins un troisième circuit, les premier et troisième circuits étant isolés du second circuit, et - une troisième configuration dans laquelle le second circuit est relié en série avec ledit au moins un troisième circuit, les second et troisième circuits étant isolés du premier circuit. Dans la présente demande, on entend par échangeur ACOC, un échangeur air/huile, ACOC étant l’acronyme de « Air Cooled Oil Cooler ». L’invention propose de dimensionner chacun des premier et second échangeurs pour assurer le refroidissement de l’huile sur toutes les phases de vol sauf pour les phases dimensionnantes, et d’ajouter un troisième échangeur dans la veine qui soit commun aux premier et second échangeurs et qui servira à assurer le refroidissement complémentaire de l’huile sur les phases dimensionnantes. Étant donné que les phases dimensionnantes pour les premier et second échangeurs ne sont pas forcément identiques, le troisième échangeur peut être utilisé comme échangeur commun pour assurer le complément de refroidissement sur les phases de vol dimensionnantes de chacun des deux circuits d’huile. Puisque le troisième échangeur est commun aux deux autres échangeurs, cela permet de réduire la section de la veine occupée par les échangeurs, et par suite de réduire les pertes de charge liées aux échangeurs. Dans la mesure où le circuit d’huile du troisième échangeur est susceptible d’être relié au circuit du premier échangeur et au circuit du second échangeur, il est préférable que les huiles qui circulent dans les circuits des premier et second échangeurs soient identiques. Dans le cas contraire, l’huile qui circule dans le troisième échangeur et qui proviendrait par exemple du premier échangeur risquerait d’être souillée par de l’huile du second échangeur qui aurait préalablement circulée dans le troisième échangeur, et inversement. La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres : - les vannes de liaison sont des vannes trois voies et sont au nombre de deux, une première vanne trois voies comportant un premier port relié à une sortie du premier circuit, un second port reliée à une sortie du second circuit et un troisième port relié à une entrée dudit au moins un troisième circuit, et une seconde vanne trois voies comportant un premier port relié à la sortie du premier circuit, un second port reliée à la sortie du second circuit et un troisième port relié à une sortie dudit au moins un troisième circuit ; - le premier circuit comprend une première vanne de sortie reliée à une sortie du premier circuit, et le second circuit comprend une seconde vanne de sortie reliée à une sortie du second circuit ; - la première vanne de sortie est située en aval d’un point de liaison de la sortie du premier circuit au premier port de la première vanne trois voies, et en amont d’un point de liaison de la sortie du premier circuit au premier port de la seconde vanne trois voies, et la seconde vanne de sortie est située en aval d’un point de liaison de la sortie du second circuit au second port de la première vanne trois voies, et en amont d’un point de liaison de la sortie du second circuit au second port de la seconde vanne trois voies ; - ledit au moins un troisième échangeur de chaleur est intercalé circonférentiellement entre les premier et second échangeurs de chaleur dans ladite veine ; - ledit au moins un troisième échangeur de chaleur est au nombre de deux ou plus, ladite seconde configuration étant de deux types : - type I, dans lequel le premier circuit est relié en série avec le troisième circuit d’un seul des troisièmes échangeurs, ces premier et troisième circuits étant isolés du second circuit, et -- type II, dans lequel le premier circuit est relié en série avec les troisièmes circuits de tous les troisièmes échangeurs, ces premier et troisième circuits étant isolés du second circuit ; et ladite troisième configuration étant de deux types : - type I, dans lequel le second circuit est relié en série avec le troisième circuit d’un seul des troisièmes échangeurs, ces second et troisième circuits étant isolés du premier circuit ; -- type II, dans lequel le second circuit est relié en série avec le troisième circuit de tous les troisièmes échangeurs, ces second et troisième circuits étant isolés du premier circuit ; - ladite veine est une veine secondaire d’écoulement d’un flux de gaz secondaire, la turbomachine comprenant en outre une veine primaire d’écoulement d’un flux de gaz primaire à l’intérieur dudit moteur ; - ladite veine est une veine tertiaire d’écoulement d’un flux de gaz tertiaire, la turbomachine comprenant en outre deux veines annulaires, respectivement primaire et secondaire, d’écoulement de flux de gaz primaire et secondaire ; - la veine tertiaire est intercalée radialement entre les veines primaire et secondaire ; - ledit au moins un troisième échangeur de chaleur a une capacité de refroidissement inférieure à celle du premier échangeur de chaleur, et inférieure à celle du second échangeur de chaleur ; - ledit au moins un équipement comprend des machines électriques ; -- ledit moteur est un générateur de gaz. L’invention concerne en outre un procédé de refroidissement dans une turbomachine telle que décrite ci-dessus, dans lequel il comprend trois étapes correspondant aux trois configurations précitées : - une première étape correspondant à la première configuration, dans laquelle le système de refroidissement du moteur est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur, et le système de refroidissement dudit au moins un équipement est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur, - une seconde étape correspondant à la seconde configuration, dans laquelle le système de refroidissement du moteur est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur et traversant ledit au moins un troisième échangeur, et le système de refroidissement dudit au moins un équipement est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur, et - une troisième étape correspondant à la troisième configuration, dans laquelle le système de refroidissement du moteur est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur, et le système de refroidissement dudit au moins un équipement est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur et traversant ledit au moins un troisième échangeur. Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ou étapes suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres : - la seconde étape intervient lorsque l’aéronef est au sol et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé, - la troisième étape intervient lorsque l’aéronef est en phase de descente et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé, et - la première étape intervient par défaut dans les autre cas de figure ; - le premier échangeur de chaleur est alimenté en huile à une température maximale de 160°C, et le second échangeur de chaleur est alimenté en huile à une température maximale de 90°C. Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine pour un aéronef ; FIG. 2 la FIG. 2 est une vue très schématique en coupe transversale d’une veine d’écoulement d’un flux de gaz, dans laquelle sont situés des échangeurs de chaleur, FIG. 3 la FIG. 3 est une vue similaire à celle de la FIG. 2 et montre une décomposition des échangeurs de chaleur, FIG. 4 la FIG. 4 est une vue schématique en coupe transversale d’une veine d’écoulement d’un flux de gaz, dans laquelle sont situés trois échangeurs de chaleur, et illustre un mode de réalisation de l’invention, FIG. 5 la FIG. 5 est une vue très schématique des trois échangeurs de chaleur de la FIG. 4 et montre une première configuration de vannes de liaison des échangeurs, FIG. 6 la FIG. 6 est une vue similaire à celle de la FIG. 4 et montre la première configuration des vannes, FIG. 7 la FIG. 7 est une vue similaire à celle de la FIG. 5 et montre une seconde configuration des vannes de liaison des échangeurs, FIG. 8 la FIG. 8 est une vue similaire à celle de la FIG. 6 et montre la seconde configuration des vannes, FIG. 9 la FIG. 9 est une vue similaire à celle de la FIG. 5 et montre une troisième configuration des vannes de liaison des échangeurs, FIG. 10 la FIG. 10 est une vue similaire à celle de la FIG. 6 et montre la troisième configuration des vannes, FIG. 11 la FIG. 11 est une vue similaire à celle de la FIG. 4 et illustre une variante de réalisation de l’invention, FIG. 12 la FIG. 12 est une vue très schématique des échangeurs de chaleur de la FIG. 11 et montre une première configuration des vannes de liaison des échangeurs, FIG. 13 la FIG. 13 est une vue très schématique des échangeurs de chaleur de la FIG. 11 et montre un type de chacune des seconde et troisième configurations des vannes de liaison des échangeurs, FIG. 14 la FIG. 14 est une vue très schématique des échangeurs de chaleur de la FIG. 11 et montre un autre type de la seconde configuration des vannes de liaison des échangeurs, et FIG. 15 la FIG. 15 est une vue très schématique des échangeurs de chaleur de la FIG. 11 et montre un autre type de la troisième configuration des vannes de liaison des échangeurs. Description détaillée de l'invention La FIG. 1 montre une turbomachine 2 pour un aéronef. Cette turbomachine 2 illustre la technique antérieure telle que décrite dans le document WO-A1-2023/099533, mais peut être utilisée pour décrire une environnement d’installation de l’invention. La turbomachine 2 évolue dans un flux d’air F dont le mouvement relatif à la turbomachine 2 est généré par la rotation de l’hélice 4 et l’avancement de l’aéronef sur laquelle la turbomachine 2 est montée. Le flux d’air F est séparé par un premier bec de séparation 10 en un flux d’air radialement interne F’ et un flux d’air radialement externe F2, dit flux secondaire F2. L’hélice 4 peut être disposée en amont du premier bec de séparation 10 ou en aval. Le flux d’air radialement interne F’ traverse une roue mobile 12 qui dirige ce dernier vers un deuxième bec de séparation 14 apte à séparer le flux d’air radialement interne F’ en un flux primaire F1 et un flux tertiaire F3, ce dernier est distinct du flux secondaire F2. Le premier bec de séparation 10 comprend une paroi interne formant une première paroi de guidage externe 11 du flux d’air radialement interne F’, ladite première paroi de guidage externe 11 formant un profil convexe vu depuis ledit flux d’air radialement interne F’. Le deuxième bec de séparation 14 comprend une paroi externe formant une deuxième paroi de guidage externe 13 du flux d’air radialement interne F’ ayant traversé la roue mobile 12, ladite deuxième paroi de guidage externe 13 formant un profil convexe vu depuis le flux tertiaire F3. Le flux tertiaire F3 pénètre dans une veine de flux tertiaire 16 radialement externe audit flux primaire F1. Le flux tertiaire F3 traverse un échangeur de chaleur 18 disposé dans la veine de flux tertiaire 16. La turbomachine 2 est illustrée de manière symétrique par rapport à l’axe longitudinal 8. En effet, la veine de flux tertiaire 16 est annulaire et circonférentiellement continue sur 360° autour de l’axe longitudinal 8. A cet effet, le flux tertiaire F3 est un flux qui traverse annulairement la veine de flux tertiaire 16. Dans cette configuration, le flux tertiaire F3 s’étend essentiellement suivant la direction axiale et dans une position radialement comprise entre le flux primaire F1 et le flux secondaire F2. Le flux tertiaire F3 s’étend dans la veine de flux tertiaire 16 depuis le flux d’air radialement interne F’ en aval de la roue mobile 12 et jusqu’au flux secondaire F2 après avoir traversé l’échangeur de chaleur 18. La turbomachine 2 comprend en outre un stator (non illustré) agencé en amont de l’échangeur de chaleur 18 au niveau de la veine de flux tertiaire 16. Avantageusement, le stator permet de redresser le flux tertiaire F3 avant que ce dernier traverse l’échangeur de chaleur 18 afin de minimiser les perturbations aérodynamiques du flux tertiaire F3 qui peuvent être causées par la roue mobile 12, cela permet d’optimiser l’échange thermique entre l’air et l’huile. Le stator correspond à une rangée d’aubes statoriques disposée dans la veine de flux tertiaire en aval du bec de séparation 14. Alternativement, le stator peut être disposé en amont du bec de séparation 14 et en aval de la roue mobile 12. L’échangeur de chaleur 18 s’étend radialement et axialement dans un tronçon amont 20 de la veine de flux tertiaire 16, présentant une section longitudinale divergente dans le sens de l’écoulement du flux tertiaire F3. L’échangeur de chaleur 18 est agencé axialement entre le compresseur basse pression 17 et le compresseur haute pression 15 dans l’exemple représenté. Un canal de décharge du type « VBV » 19 ( Variabe Bleed Valve ) ayant une sortie traversant une paroi interne de la veine de flux tertiaire 16 et disposée axialement en aval de l’échangeur de chaleur 18, le canal « VBV » permet d’assurer une fonction de décharge en renvoyant une partie du flux primaire F1 vers le flux tertiaire F3, cela permet d’évacuer par exemple d’éventuels particules de glaces du flux primaire F1 pour éviter le bourrage du compresseur haute pression 15, notamment lorsque le débit du flux primaire F1 devient trop faible. Avantageusement, l’agencement de la sortie du canal « VBV » 19 en aval de l’échangeur de chaleur de chaleur 18 permet de préserver ce dernier d’un éventuel risque de bourrage. L’échangeur de chaleur 18 peut s’étendre de manière continue sur 360° dans le tronçon amont 20 de la veine 16 autour de l’axe longitudinal 8 de la turbomachine 2. Préférentiellement, l’échangeur de chaleur 18 s’étend de manière discontinue sur 360° autour de l’axe longitudinal 8 en se subdivisant en plusieurs segments angulaires et chacun peut assurer une fonction d’échange thermique entre l’air et l’huile qui peut être différente d’un segment à un autre. L’échangeur de chaleur 18 est de type « ACOC », acronyme de l’expression anglaise « Air Cooled Oil Cooler », comprenant des passages d’huile qui s’étendent dans la veine de flux tertiaire, lesdits passages d’huiles s’étendent particulièrement dans une direction radiale et axiale entre une paroi supérieure et une paroi inférieure dudit échangeur de chaleur 18. Avantageusement, l’échangeur de chaleur « ACOC » 18, permet un échange de chaleur entre l’air et l’huile, préférablement un refroidissement de l’huile par l’air. En effet, la température de l’huile peut atteindre une température de fonctionnement allant jusqu’à 180°C et un débit atteignant les 30000 l/h. À cet égard, l’échangeur 18 peut assurer le refroidissement de l’huile utilisée dans plusieurs composant de l’aéronef, notamment, un moteur, une boîte de vitesse, une génératrice moteur et tout composant électronique nécessitant un refroidissement. Un seul échangeur de chaleur 18 peut combiner le refroidissement de plusieurs fonctions ou circuits d’huile de la turbomachine, et cela en fonction de différents paramètres liées au besoin de refroidissement de l’huile, i.e. températures d’entrée, débits, température de sortie demandée ou les conditions de l’air, les différents circuits peuvent être mis en contact thermique ou bien isolés. L’échangeur 18 et en particulier ses passages d’huile peuvent supporter une température basse de l’huile pouvant atteindre -54°C. Les figures 2 et 3 ont été décrites dans ce qui précède. La FIG. 4 illustre un mode de réalisation de l’invention et montre de manière très schématique une veine annulaire V d’écoulement d’un flux de gaz dans une turbomachine. Cette turbomachine peut être du type à triple flux comme décrit dans ce qui précède et illustrée à la FIG. 1 . On comprend alors que la veine V est une veine tertiaire 16 d’écoulement d’un flux tertiaire F3. En variante, la turbomachine pourrait être du type à double flux, et la veine V pourrait être une veine secondaire d’écoulement d’un flux secondaire. On comprend donc que le type de turbomachine n’est pas limitatif dans le cadre de la présente invention. La turbomachine selon l’invention comprend, en plus de la veine V, un moteur M et au moins un équipement E. Le moteur M est de préférence le générateur de gaz de la turbomachine et comprend donc au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine. Ledit au moins un équipement E est par exemple une machine électrique ou plusieurs machines électriques. La veine V a une forme annulaire autour d’un axe 8 qui est en général l’axe longitudinal de la turbomachine. La veine comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne 101 et externe 102, qui sont reliées l’une à l’autre par des bras radiaux 100 au nombre de quatre dans l’exemple représenté. Les bras 100 divisent la veine V en secteurs angulaires dont certains sont vides pour laisser passer le flux de gaz sans obstacle, et d’autres sont occupés par des échangeurs 210, 220, 230. La turbomachine est équipée de trois échangeurs 210, 220, 230 du type ACOC. Le premier échangeur 210 est apte à être balayé par le flux de gaz s’écoulant dans la veine V et comprend un premier circuit d’huile C1 relié à un système S1 de refroidissement du moteur M. Le second échangeur 220 est apte à être balayé par le flux de gaz et comprend un second circuit d’huile C2 relié à un système S2 de refroidissement du ou des équipements E. Le troisième échangeur 230 est également apte à être balayé par le flux de gaz et comprend un troisième circuit d’huile C3. Dans l’exemple représenté, chaque échangeur est situé dans la veine V et occupe une partie de la section de passage de cette veine V. Par exemple, le premier échangeur 210 peut occuper toute l’étendue ou dimension radiale de la veine, ou une partie seulement de cette étendue radiale, et s’étendre en direction circonférentielle sur une partie, et par exemple 2/3, d’un secteur angulaire de la veine V entre deux bras 100. Le second échangeur 220 peut occuper toute l’étendue ou dimension radiale de la veine, ou une partie seulement de cette étendue radiale, et s’étendre en direction circonférentielle sur une partie, et par exemple 2/3, d’un autre secteur angulaire de la veine V entre deux bras 100. Le troisième échangeur 230 peut occuper toute l’étendue ou dimension radiale de la veine, ou une partie seulement de cette étendue radiale, et s’étendre en direction circonférentielle entre les deux échangeurs 210, 220. Le troisième échangeur 230 peut par exemple occuper le reste de l’espace circonférentiel du secteur angulaire dans lequel est situé le second échangeur 220. De préférence, le troisième échangeur 230 a une capacité de refroidissement inférieure à celle du premier échangeur de chaleur 210, et inférieure à celle du second échangeur de chaleur 220. En pratique, cela peut signifier que le troisième échangeur 230 occupe une portion de la section de passage du flux de gaz dans la veine V, qui est inférieure à celle du premier échangeur de chaleur 210, et inférieure à celle du second échangeur de chaleur 220. Les figures 5 et suivantes montrent les liaisons fluidiques entre les échangeurs 210, 220, 230 et en particulier entre les circuits C1, C2, C3 de ces échangeurs. La turbomachine selon l’invention comprend des vannes 310, 320 de liaison des premier, second et troisième circuits C1, C2, C3, qui sont aptes à adopter trois configurations distinctes illustrées aux figures 5 et suivantes. Selon une première configuration illustrée aux FIG. 5 et 6, le troisième circuit C3 est isolé des premier et second circuits C1, C2. Selon une deuxième configuration illustrée aux FIG. 7 et 8, les premier et troisième circuits C1, C3 sont reliés en série et sont isolés du second circuit C2. Selon une troisième configuration illustrée aux FIG. 9 et 10, les second et troisième circuits C2, C3 sont reliés en série et sont isolés du premier circuit C1. Avantageusement, les vannes de liaison 310, 320 sont des vannes trois voies. Ces vannes 310, 320 peuvent être au nombre de deux : - une première vanne trois voies 310 comporte un premier port 310a relié à une sortie C1s du premier circuit C1, un second port 310b reliée à une sortie C2s du second circuit C2 et un troisième port 310c relié à une entrée C3e du troisième circuit C3, et - une seconde vanne trois voies 320 comporte un premier port 320a relié à la sortie C1s du premier circuit, un second port 320b reliée à la sortie C2s du second circuit C2 et un troisième port 320c relié à une sortie C3s du troisième circuit C3. Le premier circuit C1 peut comprendre une première vanne de sortie 410 reliée à la sortie C1s du premier circuit C1. Le premier circuit C1 pourrait également comprendre une première vanne d’entrée (non représentée) reliée l’entrée C1e du premier circuit C1. Le second circuit C2 peut comprendre une seconde vanne de sortie 420 reliée à la sortie C2s du second circuit C2. Le second circuit C2 pourrait également comprendre une seconde vanne d’entrée (non représentée) reliée à l’entrée C2e du second circuit C2. Dans l’exemple représenté, la première vanne de sortie 410 est située en aval d’un point de liaison P1 de la sortie C1s du premier circuit C1 au premier port 310a de la première vanne trois voies 310, et en amont d’un point de liaison P2 de la sortie C1s du premier circuit C1 au premier port 320a de la seconde vanne trois voies 320. De la même façon, la seconde vanne de sortie 420 est située en aval d’un point de liaison P3 de la sortie C2s du second circuit C2 au second port 310b de la première vanne trois voies 310, et en amont d’un point de liaison P4 de la sortie C2s du second circuit C2 au second port 320b de la seconde vanne trois voies 320. La présente invention concerne également un procédé de refroidissement dans la turbomachine selon l’invention, ce procédé comprenant trois étapes correspondant aux trois configurations précitées. Selon une première étape correspondant à la première configuration, le système S1 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210, et le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220. Cette étape et cette configuration sont illustrés aux figures 5 et 6 dans lesquelles on voit les flèches en traits continus qui montrent la circulation de l’huile dans chacun des échangeurs 210, 220. L’échangeur 230 est isolé et n’est pas utilisé dans cette étape/configuration. Cette première étape/configuration peut être adoptée par défaut dans la plupart des phases de fonctionnement de la turbomachine et de vol de l’aéronef. Selon une seconde étape correspondant à la seconde configuration, le système S1 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210 et traversant le troisième échangeur 230, et le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220. Cette étape et cette configuration sont illustrés aux figures 7 et 8 dans lesquelles on voit les flèches en traits continus qui montrent la circulation de l’huile dans chacun des échangeurs 210, 220, 230. La sortie C1s du premier échangeur 210 est reliée à l’entrée C3e du troisième échangeur 230 donc l’huile qui sort du premier échangeur 210 circule dans le troisième échangeur 230 en vue d’être davantage refroidie. Cette seconde étape/configuration peut être adoptée lorsque l’aéronef est au sol et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé. Selon une troisième étape correspondant à la troisième configuration, le système S3 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210, et le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220 et traversant le troisième échangeur 230. Cette étape et cette configuration sont illustrés aux figures 9 et 10 dans lesquelles on voit les flèches en traits continus qui montrent la circulation de l’huile dans chacun des échangeurs 210, 220, 230. La sortie C2s du second échangeur 220 est reliée à l’entrée C3e du troisième échangeur 230 donc l’huile qui sort du second échangeur 220 circule dans le troisième échangeur 230 en vue d’être davantage refroidie. Cette troisième étape/configuration peut être adoptée lorsque l’aéronef est en phase de descente et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé. Les figures 11 à 15 illustrent une variante de réalisation dans laquelle il y a au moins deux ou plus troisièmes échangeurs 230, 230’. Les premier et second échangeurs 210, 220 sont similaires à ceux décrits dans ce qui précède. Les deux troisièmes échangeurs 230, 230’ sont tous les deux aptes à être balayés par le flux de gaz et comprennent chacun un troisième circuit d’huile C3, C3’. Le troisième échangeur 230 peut occuper toute l’étendue ou dimension radiale de la veine, ou une partie seulement de cette étendue radiale, et s’étendre en direction circonférentielle sur une moitié du reste de l’espace circonférentiel du secteur angulaire dans lequel est situé le second échangeur 220. Le troisième échangeur 230’ peut occuper toute l’étendue ou dimension radiale de la veine, ou une partie seulement de cette étendue radiale, et s’étendre en direction circonférentielle sur l’autre moitié du reste de l’espace circonférentiel du secteur angulaire dans lequel est situé le second échangeur 220. Le troisièmes échangeurs 230, 230’ peuvent avoir des capacités de refroidissement identiques ou différentes l’un de l’autre. En pratique, cela peut signifier que les troisièmes échangeurs 230 occupent des portions de la section de passage du flux de gaz dans la veine V, qui sont identiques ou différentes. Les figures 12 et suivantes montrent les liaisons fluidiques entre les échangeurs 210, 220, 230, 230’ et en particulier entre les circuits C1, C2, C3, C3’ de ces échangeurs. La turbomachine selon l’invention comprend des vannes 310, 320, 330, 340 de liaison des premier, second et troisième circuits C1, C2, C3, C3’. Avantageusement, les vannes de liaison 310, 320, 330, 340 sont des vannes trois voies. Ces vannes 310, 320, 330, 340 peuvent être au nombre de quatre : - une première vanne trois voies 310 comporte un premier port 310a relié à une sortie C1s du premier circuit C1, un second port 310b reliée à une sortie C3’s du troisième circuit C3’, et un troisième port 310c relié à une entrée C3e du troisième circuit C3, - une seconde vanne trois voies 320 comporte un premier port 320a relié à la sortie C1s du premier circuit, un second port 320b reliée à la sortie C2s du second circuit C2, et un troisième port 320c relié à une sortie C3s du troisième circuit C3, - une troisième vanne trois voies 330 comporte un premier port 33a relié à la sortie C3s du troisième circuit C3, un second port 330b reliée à la sortie C2s du second circuit C2, et un troisième port 330c relié à une entrée C3’e du troisième circuit C3’, et - une quatrième vanne trois voies 340 comporte un premier port 340a relié à la sortie C1s du premier circuit, un second port 340b reliée à la sortie C2s du second circuit C2, et un troisième port 340c relié à une sortie C3’s du troisième circuit C3’. Le premier circuit C1 peut comprendre une première vanne de sortie 410 reliée à la sortie C1s du premier circuit C1. Le premier circuit C1 pourrait également comprendre une première vanne d’entrée (non représentée) reliée l’entrée C1e du premier circuit C1. Le second circuit C2 peut comprendre une seconde vanne de sortie 420 reliée à la sortie C2s du second circuit C2. Le second circuit C2 pourrait également comprendre une seconde vanne d’entrée (non représentée) reliée à l’entrée C2e du second circuit C2. Dans l’exemple représenté, la première vanne de sortie 410 est située en aval d’un point de liaison P5 de la sortie C1s du premier circuit C1 au premier port 310a de la première vanne trois voies 310, et en amont de points de liaison P6, P7 de la sortie C1s du premier circuit C1 au premier port 320a de la seconde vanne trois voies 320, et au premier port 340a de la quatrième canne trois voies 340. De la même façon, la seconde vanne de sortie 420 est située en aval d’un point de liaison P8 de la sortie C2s du second circuit C2 au second port 330b de la troisième vanne trois voies 310, et en amont de point de liaison P9, P10 de la sortie C2s du second circuit C2 au second port 320b de la seconde vanne trois voies 320, et au second port 340b de la quatrième vanne trois voies 340. Les vannes 310, 320, 330, 340 sont aptes à adopter trois configurations distinctes illustrées aux figures 12 et suivantes, ainsi que deux types pour chacune des seconde et troisième configurations. Selon une première configuration illustrée à la FIG. 12 , les troisièmes circuits C3, C3’ sont isolés des premier et second circuits C1, C2. Le système S1 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210, et le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220. Cette première étape/configuration peut être adoptée par défaut dans la plupart des phases de fonctionnement de la turbomachine et de vol de l’aéronef. Selon une deuxième configuration illustrée à la FIG. 13 , les premier et troisième circuits C1, C3 sont reliés en série, d’une part, et les second et troisième circuits C2, C3’ sont reliés en série d’autre part. Cette FIG. 13 illustre un premier type de la seconde configuration en ce qui concerne le premier échangeur 210 et aussi un premier type de la troisième configuration en ce qui concerne le second échangeur 220. Le système S1 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210 et traversant ensuite le troisième échangeur 230, et le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220 et traversant ensuite le troisième échangeur 230’. La sortie C1s du premier échangeur 210 est reliée à l’entrée C3e du troisième échangeur 230 donc l’huile qui sort du premier échangeur 210 circule dans le troisième échangeur 230 en vue d’être davantage refroidie. La sortie C2s du second échangeur 220 est reliée à l’entrée C3’e du troisième échangeur 230’ donc l’huile qui sort du second échangeur 220 circule dans le troisième échangeur 230’ en vue d’être davantage refroidie. Ce premier type de chacune des seconde et troisième configurations peut être adoptée lorsque l’aéronef est au sol et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé, ou lorsque l’aéronef est en phase de descente et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé. Selon un second type de la seconde configuration illustrée à la FIG. 14 , les première et troisièmes circuits C1, C3, C3’ sont tous reliés en série et sont isolés du second circuit C2. Le système S1 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210 et traversant ensuite les troisièmes échangeurs 230, 230’, et le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220. La sortie C1s du premier échangeur 210 est reliée à l’entrée C3e du troisième échangeur 230, et la sortie C3s du troisième échangeur 230 est reliée à l’entrée C3’e de l’autre troisième échangeur 230’, donc l’huile qui sort du premier échangeur 210 circule dans les troisièmes échangeurs 230, 230’ en vue d’être davantage refroidie. Ce second type de la seconde configuration peut être adoptée lorsque l’aéronef est au sol et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé. Selon un second type de la troisième configuration illustrée à la FIG. 15 , les second et troisièmes circuits C2, C3, C3’ sont tous reliés en série et sont isolés du premier circuit C1. Le système S2 de refroidissement du ou des équipements E est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur 220 et traversant ensuite les troisièmes échangeurs 230, 230’, et le système S1 de refroidissement du moteur M est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur 210. La sortie C2s du second échangeur 220 est reliée à l’entrée C3’’e du troisième échangeur 230’, et la sortie C3s du troisième échangeur 230’ est reliée à l’entrée C3e de l’autre troisième échangeur 230, donc l’huile qui sort du premier échangeur 210 circule dans les troisièmes échangeurs 230’, 230 en vue d’être davantage refroidie. Ce second type de la troisième configuration peut être adoptée lorsque l’aéronef est en phase de descente et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé. La présente invention concerne également un procédé de refroidissement dans la turbomachine selon l’invention, ce procédé comprenant trois étapes correspondant aux trois configurations précitées et aux types évoqués plus haut pour chacune des seconde et troisième configurations. Le premier échangeur 210 peut être alimenté en huile à une température maximale de 160°C. Le second échangeur 220 peut être alimenté en huile à une température maximale de 90°C. Turbomachine (2) pour un aéronef, cette turbomachine (2) comportant : - une veine annulaire (V) d’écoulement d’un flux de gaz (F3), - un moteur (M), - au moins un équipement (E), - un premier échangeur de chaleur (210) du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz (F3) et qui comprend un premier circuit d’huile (C1) relié à un système (S1) de refroidissement du moteur, - un second échangeur de chaleur (220) du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz (F3) et qui comprend un second circuit d’huile (C2) relié à un système (S2) de refroidissement dudit au moins un équipement (E), caractérisé en ce qu’il comprend en outre : - au moins un troisième échangeur de chaleur (230, 230’) du type ACOC, qui est apte à être balayé par ledit flux de gaz (F3) et qui comprend au moins un troisième circuit d’huile (C3, C3’), et - des vannes (310, 320, 330, 340) de liaison des premier, second et troisième circuits (C3, C3’), qui sont aptes à adopter trois configurations : - une première configuration dans laquelle ledit au moins un troisième circuit (C3, C3’) est isolé des premier et second circuits (C1, C2), - une deuxième configuration dans laquelle le premier circuit (C1) est relié en série avec ledit au moins un troisième circuit (C3, C3’), les premier et troisième circuits (C1, C3, C3’) étant isolés du second circuit (C2), et - une troisième configuration dans laquelle le second circuit (C2) est relié en série avec ledit au moins un troisième circuit (C3, C3’), les second et troisième circuits (C2, C3, C3’) étant isolés du premier circuit (C1). Turbomachine (2) selon la revendication 1, dans laquelle les vannes de liaison (310, 320) sont des vannes trois voies et sont au nombre de deux, une première vanne trois voies (310) comportant un premier port (310a) relié à une sortie (C1s) du premier circuit (C1), un second port (310b) reliée à une sortie (C2s) du second circuit (C2) et un troisième port (310c) relié à une entrée (C3e) dudit au moins un troisième circuit (C3), et une seconde vanne trois voies (320) comportant un premier port (320a) relié à la sortie (C1s) du premier circuit (C1), un second port (320b) reliée à la sortie (C2s) du second circuit (C2) et un troisième port (320c) relié à une sortie (C3s) dudit au moins un troisième circuit (C3). Turbomachine (2) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le premier circuit (C1) comprend une première vanne de sortie (410) reliée à une sortie (C1s) du premier circuit (C1), et le second circuit (C2) comprend une seconde vanne de sortie (420) reliée à une sortie (C2s) du second circuit (C2). Turbomachine (2) selon l’ensemble des revendications 2 et 3, dans laquelle la première vanne de sortie (410) est située en aval d’un point (P1) de liaison de la sortie (C1s) du premier circuit (C1) au premier port (310a) de la première vanne trois voies (310), et en amont d’un point (P2) de liaison de la sortie (C1s) du premier circuit (C1) au premier port (320a) de la seconde vanne trois voies (320), et la seconde vanne de sortie (420) est située en aval d’un point (P3) de liaison de la sortie (C2s) du second circuit (C2) au second port (310b) de la première vanne trois voies (310), et en amont d’un point (P4) de liaison de la sortie (C2s) du second circuit (C2) au second port (320b) de la seconde vanne trois voies (320). Turbomachine (2) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit au moins un troisième échangeur de chaleur (230, 230’) est intercalé circonférentiellement entre les premier et second échangeurs de chaleur (210, 220) dans ladite veine (V). Turbomachine (2) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit au moins un troisième échangeur de chaleur (230, 230’) est au nombre de deux ou plus, ladite seconde configuration étant de deux types : - type I, dans lequel le premier circuit (C1) est relié en série avec le troisième circuit (C3) d’un seul des troisièmes échangeurs (330), ces premier et troisième circuits (C1, C3, C3’) étant isolés du second circuit (C2), et -- type II, dans lequel le premier circuit (C1) est relié en série avec les troisièmes circuits (C3, C3’) de tous les troisièmes échangeurs (230, 230’), ces premier et troisième circuits (C1, C3, C3’) étant isolés du second circuit (C2), et ladite troisième configuration étant de deux types : - type I, dans lequel le second circuit (C2) est relié en série avec le troisième circuit (C3’) d’un seul des troisièmes échangeurs (230’), ces second et troisième circuits (C2, C3, C3’) étant isolés du premier circuit (C1). -- type II, dans lequel le second circuit (C2) est relié en série avec les troisièmes circuits (C3, C3’) de tous les troisièmes échangeurs (230, 230’), ces second et troisième circuits (C2, C3, C3’) étant isolés du premier circuit (C1). Turbomachine (2) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite veine (V) est une veine secondaire d’écoulement d’un flux de gaz secondaire, la turbomachine (2) comprenant en outre une veine primaire d’écoulement d’un flux de gaz primaire (F1) à l’intérieur dudit moteur. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle ladite veine (V) est une veine tertiaire d’écoulement d’un flux de gaz tertiaire (F3), la turbomachine comprenant en outre deux veines annulaires, respectivement primaire et secondaire d’écoulement de flux de gaz primaire et secondaire (F1, F2). Turbomachine (2) selon la revendication précédente, dans laquelle la veine tertiaire est intercalée radialement entre les veines primaire et secondaire. Turbomachine (2) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit au moins un troisième échangeur de chaleur (230, 230’) a une capacité de refroidissement inférieure à celle du premier échangeur de chaleur (210), et inférieure à celle du second échangeur de chaleur (220). Turbomachine (2) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit au moins un équipement (E) comprend des machines électriques. Procédé de refroidissement dans une turbomachine (2) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend trois étapes correspondant aux trois configurations précitées : - une première étape correspondant à la première configuration, dans laquelle le système (S1) de refroidissement du moteur (M) est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur (210), et le système (S2) de refroidissement dudit au moins un équipement (E) est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur (220), - une seconde étape correspondant à la seconde configuration, dans laquelle le système (S1) de refroidissement du moteur (M) est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur (310) et traversant ledit au moins un troisième échangeur (230, 230’), et le système (S2) de refroidissement dudit au moins un équipement (E) est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur (220), et - une troisième étape correspondant à la troisième configuration, dans laquelle le système (S1) de refroidissement du moteur (M) est alimenté par de l’huile sortant du premier échangeur (210), et le système (S2) de refroidissement dudit au moins un équipement (E) est alimenté par de l’huile sortant du second échangeur (220) et traversant ledit au moins un troisième échangeur (230, 230’). Procédé selon la revendication 12, dans lequel : - la seconde étape intervient lorsque l’aéronef est au sol et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé, - la troisième étape intervient lorsque l’aéronef est en phase de descente et que la température extérieure ambiante est supérieure à un seuil prédéterminé, et - la première étape intervient par défaut dans les autre cas de figure. Procédé selon la revendication 12 ou 13, dans lequel le premier échangeur de chaleur (210) est alimenté en huile à une température maximale de 160°C, et le second échangeur de chaleur (220) est alimenté en huile à une température maximale de 90°C.