FR 3159416 A1 20250822 FR 2401595 A 20240219 L’invention concerne un assemblage (15) pour ensemble propulsif d’aéronef, comprenant : - une structure de délimitation radiale (34) pour la circulation d’un flux de gaz (12b), comportant une surface de délimitation radiale (34a) orientée dans un premier sens (S1) ; - un premier équipement (45a) faisant saillie de la surface de délimitation radiale (34a), dans le premier sens (S1) et configuré pour être traversé par une première partie (12b1) du flux de gaz, et le premier équipement comprenant un capotage (50) destinée à être épousée par la première partie (12b1) du flux de gaz sortant du premier équipement (45a), et par une seconde partie (12b2) du flux de gaz. Selon l’invention, le capotage (50) comporte un mélangeur (64) de la seconde partie (12b2) avec la première partie (12b1) du flux de gaz. Figure abrégé : figure 2. Assemblage pour ensemble propulsif d’aéronef, comprenant un équipement traversé par un flux de gaz et équipé d’un mélangeur de flux La présente invention se rapporte au domaine des ensembles propulsifs d’aéronef, comprenant des équipements configurés pour être traversés par un flux de gaz, comme le flux secondaire d’un turboréacteur à double flux. L’invention s’applique à des ensembles propulsifs comprenant des turbomachines de tout type, comme des turboréacteurs et des turbopropulseurs, à soufflante ou hélice simple ou double, carénée ou non-carénée. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Dans les ensembles propulsifs équipant les aéronefs, il est observé plusieurs flux de gaz qui circulent dans et en dehors de cet ensemble. En effet, en plus du flux d’air externe qui circule autour de l’ensemble, sont également présents un ou plusieurs flux de gaz circulant à l’intérieur de l’ensemble, comme par exemple un flux primaire et un flux secondaire dans le cas d’un turboréacteur à double flux. Des structures de délimitation radiale sont agencées au sein de l’ensemble propulsif, afin de canaliser ces flux de gaz, qui s’écoulent généralement selon une direction allant de l’amont vers l’aval de l’ensemble. L’évolution des ensembles propulsifs et de leurs turbomachines entraîne une hausse des besoins en équipements, pour contrôler leur fonctionnement, et augmenter leurs performances. En outre, de par les besoins toujours croissants en matière de compacité, l’espace disponible pour l’installation de ces équipements s’avère de plus en plus réduit. Certains de ces équipements sont installés de manière à coopérer avec les flux de gaz en circulation, par exemple le flux secondaire d’un turboréacteur. Dans ce cas, les équipements sont par exemple des échangeurs de chaleur du type ACOC (de l’anglais, « Air-Cooled Oil-cooler » ). Pour assurer leur bon fonctionnement, ces équipements sont généralement agencés en saillie dans la veine secondaire de l’ensemble propulsif. Les équipements précités forment des protubérances susceptibles de produire des effets préjudiciables à d’autres équipements situés à proximité en aval, par effet de sillage. En effet, ces équipements peuvent impacter l’écoulement du flux de gaz en aval des protubérances qu’ils constituent, avec pour conséquence une stratification de l’écoulement. Cette stratification de l’écoulement engendre une nette augmentation de l’épaisseur de la couche limite, ainsi qu’une élévation de la température de l’écoulement à proximité de la surface de délimitation radiale. Ces deux phénomènes sont bien évidemment préjudiciables, en particulier lorsque l’équipement agencé en aval est destiné à coopérer avec le flux de gaz. C’est notamment le cas lorsqu’un tel équipement est du type échangeur ou écope, par exemple une écope destinée à alimenter en air frais un dispositif de contrôle du jeu en bout de pales. Le prélèvement d’air effectué par l’équipement en aval est alors impacté négativement, en particulier en raison de la pression totale réduite à cause de l’épaississement de la couche limite, ainsi qu’en raison de l’augmentation de la température de l’écoulement prélevé. L’efficacité des prélèvements réalisés s’en trouve altérée, ce qui peut contraindre à surdimensionner les dispositifs / équipements destinés à être alimentés par le flux de gaz, afin qu’ils remplissent convenablement leurs fonctions. Ce surdimensionnement, en dehors d’une augmentation indésirable de la masse globale de l’assemblage, peut également créer des pertes de charges supplémentaires et engendrer des problèmes d’implantation, dans des zones déjà fortement encombrées. Pour résoudre au moins partiellement les inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l’art antérieur, l’invention a tout d’abord pour objet un assemblage pour ensemble propulsif d’aéronef, comprenant : - une structure de délimitation radiale pour la circulation d’un flux de gaz de l’ensemble propulsif, la structure comportant une surface de délimitation radiale orientée dans un premier sens d’une direction radiale de l’assemblage ; - un premier équipement de l’ensemble propulsif, ce premier équipement faisant saillie de la surface de délimitation radiale, dans le premier sens de la direction radiale, le premier équipement étant configuré pour être traversé par une première partie dudit flux de gaz, et le premier équipement comprenant, au niveau d’une extrémité radiale de celui-ci dans le premier sens, un capotage présentant une première et une seconde surfaces radiales opposées, la première surface radiale étant destinée à être épousée par la première partie dudit flux de gaz sortant du premier équipement, et la seconde surface radiale étant destinée à être épousée par une seconde partie dudit flux de gaz. Selon l’invention, le capotage comporte, à une extrémité aval de celui-ci, un mélangeur de la seconde partie dudit flux de gaz, avec la première partie du flux de gaz sortant du premier équipement. Le mélange entre les première et seconde parties du flux de gaz, opéré par le mélangeur disposé de la manière spécifique à la présente invention, permet de réduire l’effet de stratification de l’écoulement à proximité de la surface de délimitation radiale, de réduire l’écart de températures dans la direction radiale, et d’augmenter la vitesse de l’écoulement à proximité de cette surface, afin de réduire l’épaisseur de la couche limite. Il en découle avantageusement une homogénéisation de l’écoulement en aval du premier équipement, bénéfique notamment pour de potentiels seconds équipements agencés en aval des premiers équipements, et également destinés à coopérer avec le flux de gaz. En effet, le mélange obtenu est capable d’augmenter la pression dynamique de l’écoulement proche et radialement inférieure à la surface de délimitation, et de réduire la température de l’écoulement dans cette même zone. Cela améliore les conditions de fonctionnement de ces potentiels seconds équipements en aval, qui peuvent coopérer avec un flux suffisamment frais à une pression totale suffisamment élevée, sans la nécessité de déporter radialement le prélèvement, ou de réduire cette déportation radiale. L’efficacité des prélèvements étant renforcée, les dimensionnements des équipements peuvent être réduits, ce qui facilite leur implantation dans des environnements contraints, en plus de réduire les pertes de charges associées. Il en découle également une baisse de la masse globale de l’assemblage, ce qui contribue à l’obtention d’un ensemble propulsif allégé et compact. L’invention est donc le résultat de recherches technologiques visant à améliorer de manière significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental de ces aéronefs (décarbonation). L’invention prévoit par ailleurs préférentiellement au moins l’une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises individuellement ou en combinaison. De préférence, le mélangeur comprend, en alternance selon une direction circonférentielle de l’assemblage, des creux et des éléments en saillie, ces derniers étant de préférence en forme de chevrons, de dents, de lobes ou de pétales, les éléments en saillie étant préférentiellement prévus selon une densité comprise entre 3 et 30 éléments par secteur de 90°. De préférence, les éléments en saillie comprennent des premiers et seconds éléments en saillie, agencés en alternance selon la direction circonférentielle de l’assemblage, les premiers éléments s’étendant selon une première direction comprenant une première composante radiale, et les seconds éléments s’étendant selon une seconde direction comprenant une seconde composante radiale préférentiellement distincte de la première composante radiale, chaque premier et second élément en saillie formant, en coupe dans un plan fictif longitudinal quelconque de l’assemblage traversant l’élément en saillie concerné, un angle avec une direction longitudinale, cet angle étant de préférence compris entre 0° et 70°, et orienté dans le premier sens ou dans un second sens opposé au premier sens de la direction radiale. De préférence, les première et seconde composantes radiales sont de sens radiaux opposés. Ce principe accentue encore davantage le mélange, en augmentant l’effet de redistribution de pression et de température en aval du premier équipement, de sorte à limiter au mieux une stratification de l’écoulement. De préférence, l’assemblage comporte un second équipement situé en aval du premier équipement, et destiné à être alimenté par le flux de gaz, ce second équipement étant agencé sur la surface de délimitation radiale, ou faisant saillie de cette surface. De plus, de préférence, au moins un plan fictif longitudinal de l’assemblage traverse à la fois les premier et second équipements. Préférentiellement, le second équipement est une écope ou un échangeur, et par exemple une écope destinée à alimenter en air frais un dispositif de contrôle du jeu en bout de pales, de préférence pour une turbine de la turbomachine. De préférence, la structure de délimitation radiale délimite également un compartiment de logement d’équipements. De préférence, le premier équipement est un échangeur de chaleur ou un filtre, même si d’autres équipements peuvent être envisagés, sans sortir du cadre de l’invention. De préférence, l’équipement est agencé en aval d’un aubage directeur de sortie de l’assemblage. De préférence, au sein de l’assemblage, il est défini les dimensions suivantes, dans un plan fictif longitudinal quelconque passant par le premier équipement : - H : hauteur radiale de veine dans laquelle circule ledit flux de gaz, cette hauteur étant considérée au niveau d’un bord de fuite du mélangeur ; - L1 : longueur axiale du mélangeur ; et l’assemblage est réalisé de manière à répondre au paramètre suivant : 0,001 ≤ L1/H ≤ 0,3 L’invention a également pour objet un ensemble propulsif d’aéronef comprenant au moins un tel assemblage, l’ensemble comprenant une turbomachine, de préférence un turboréacteur à double flux, ladite structure de délimitation radiale de l’assemblage étant préférentiellement une structure de délimitation radiale intérieure ou extérieure d’une veine secondaire du turboréacteur, dans laquelle est destinée à circuler un flux secondaire. D’autres applications demeurent bien évidemment possibles, au sein du turboréacteur, ou à l’extérieur de celui-ci, ou encore pour d’autres types de turbomachines. D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; FIG. 1 représente une vue schématique en coupe longitudinale d’un ensemble propulsif d’aéronef ; FIG. 2 représente une demi-vue en coupe longitudinale, plus détaillée, d’un assemblage pour l’ensemble propulsif montré sur la figure précédente, l’assemblage se présentant sous la forme d’un mode de réalisation préféré de l’invention, et le plan de coupe correspondant à un plan fictif longitudinal de l’assemblage ; et FIG. 3 représente une vue en perspective d’une partie de l’assemblage montré sur la FIG. 2 ; FIG. 4 représente une autre vue en perspective d’une partie de l’assemblage, selon un autre angle de vue ; et FIG. 5 représente une vue schématique en coupe d’une partie de l’assemblage, selon un autre mode de réalisation préféré de l’invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d’abord à la FIG. 1 , il est représenté un ensemble propulsif 100 pour aéronef, comprenant une turbomachine 1 et une nacelle 9 entourant la turbomachine. Dans les modes de réalisation préférés de l’invention qui vont être décrits, la turbomachine correspond préférentiellement à un turboréacteur à double flux et à double corps, comprenant une unique soufflante carénée. Néanmoins, il pourrait s’agir d’une turbomachine d’un autre type, par exemple un turbopropulseur. De manière plus générale, il peut s’agir de tous types de turboréacteurs et des turbopropulseurs, à soufflante ou hélice simple ou double, carénée ou non-carénée. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis relativement à une direction générale 5 d’écoulement des gaz à travers l’ensemble propulsif 1 lorsque celui-ci génère une poussée directe, cette direction étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe 2. Ces termes « amont » et « aval » pourraient respectivement être substitués par les termes « avant » et « arrière », avec la même signification. En outre, l’ensemble propulsif 1 est représenté dans un repère formé par trois directions orthogonales entre elles, à savoir la direction longitudinale L parallèle à l’axe 2 qui sera défini ci-après, la direction circonférentielle C, et la direction radiale R. Le turboréacteur 1 présente l’axe central longitudinal 2 autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend, d’amont en aval selon la direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 11, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. La soufflante 3 peut être entraînée directement par un corps basse pression comprenant le compresseur 4 et la turbine 8, ou bien être entraînée indirectement par un réducteur (non représenté). De manière conventionnelle, après avoir traversé la soufflante 3, l’air se divise en un flux primaire central 12a et un flux d’air secondaire 12b qui entoure le flux primaire. Le flux primaire 12a s’écoule dans une veine principale 14a de circulation des gaz traversant les compresseurs 4, 6, la chambre de combustion 11 et les turbines 7, 8. Le flux secondaire 12b s’écoule quant à lui dans une veine d’air secondaire 14b délimitée radialement vers l’extérieur par un carter, entouré de la nacelle 9. Plus précisément, le carter comprend un carter de soufflante 20 qui entoure les pales de soufflante, ce carter 20 étant prolongé vers l’aval par une virole extérieure 22 d’un carter intermédiaire 24. Ce carter intermédiaire 24 comporte un moyeu 26 centré sur l’axe 2, et pouvant inclure un bec de séparation des flux 28. Le carter intermédiaire est complété par des bras radiaux 30, qui forment des aubages directeurs de sortie, permettant de redresser le flux d’air secondaire 12b et classiquement dénommés OGV (de l’anglais « Outlet Guide vanes » ). Les bras 30 relient ainsi la virole extérieure 22 du carter intermédiaire, à son moyeu 26, au droit du compresseur basse pression 4. Le turboréacteur présente un taux de dilution, ou BPR (de l’anglais « ByPass Ratio » ), de l’ordre de trois à quarante, et plus précisément de l’ordre de trois à dix-huit dans le cas présent d’une soufflante carénée correspondant à celui du mode de réalisation préféré décrit. Dans le cas d’une ou plusieurs soufflantes / hélices non carénées, ce taux de dilution est plutôt de l’ordre de dix-huit à quarante. Que la/les soufflante(s)/hélice(s) soient carénées ou non-carénées, leur diamètre est de préférence de l’ordre de 0,5 à 5 m, tandis que le taux de compression est préférentiellement de l’ordre de 1 à 1,8. Dans le cadre d’une turbomachine équipée d’un réducteur, avec la/les hélices/soufflantes carénées ou non-carénées, le rapport de réduction peut être compris entre 1,1 et 20. La virole extérieure 22 forme une structure de délimitation radiale extérieure de la veine d’air secondaire 14b. Elle est prolongée vers l’aval par une autre structure annulaire de délimitation 31 de ce type, intégrée à un capot mobile 32 d’inverseur de poussée. Cette structure 31 est également dénommée OFS (de l’anglais « Outer Fixed Structure » ). Elle se trouve en regard radialement d’une structure annulaire de délimitation radiale intérieure 34 de la veine 14b, également dénommée IFS (de l’anglais « Inner Fixed Structure » ), et initiée depuis l’amont par le bec 28. La structure de délimitation radiale intérieure 34 comprend le moyeu 26 du carter intermédiaire. Cette structure 34 de délimitation radiale de la veine 14b, comporte une surface de délimitation radiale intérieure 34a orientée dans un premier sens S1 de la direction radiale R, correspondant au sens allant de l’intérieur vers l’extérieur de l’ensemble 1, en rapport à l’axe 2. C’est donc cette surface 34a qui délimite la veine secondaire 14b, radialement vers l’intérieur. Chacun des aubages directeurs de sortie fixes 30 fait saillie de la surface de délimitation radiale intérieure 34a, dans le premier sens S1 de la direction radiale R, en direction de la virole extérieure 22 du carter intermédiaire. Les aubages 30, formant des profils aérodynamiques traversés par le flux secondaire 12b dans la veine secondaire 14b, forment avec la structure de délimitation radiale 34 un assemblage 15 spécifique à la présente invention. Cet assemblage 15 est complété par un premier équipement 45a et un second équipement 45b de l’ensemble propulsif 1, même si le nombre de ces équipements pourrait être supérieur, sans sortir du cadre de l’invention. Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 2 à 4, il ne sera décrit qu’un seul premier équipement 45a, agencé axialement à proximité axiale de l’un des aubages 30, en aval de ce dernier. Il s’agit par exemple d’un échangeur de chaleur du type ACOC (de l’anglais, « Air-Cooled Oil-cooler » ). Le premier équipement 45a est destiné à être traversé par le flux secondaire 12b, et plus précisément par une première partie 12b1 de ce flux 12b. Le premier équipement 45a fait saillie de la surface de délimitation radiale intérieure 34a, dans le premier sens S1 de la direction radiale R. L’équipement 45a forme ainsi une protubérance radiale dans la veine secondaire 14b, située dans le prolongement aval de l’aubage 30 en rapport à une direction principale de circulation du flux secondaire 12b, correspondant à la direction générale 5 d’écoulement des gaz à travers l’ensemble propulsif 1. Il est noté que le premier équipement 45a peut être semi-enterré comme cela est visible sur les figures 2 à 4. Pour ce faire, localement au niveau de cet équipement 45a, la surface de délimitation radiale intérieure 34a peut former un évidement radial, dans lequel le premier équipement est en partie logé. Une configuration entièrement enterrée est également possible, avec un évidement radial encore plus conséquent sur la surface de délimitation radiale intérieure 34a, à partir de laquelle le premier équipement est en saillie, tout en restant entièrement logé dans cet évidement. En outre, une configuration entièrement « intrusive », sans enterrement, est également possible, dans laquelle la surface de délimitation radiale intérieure 34a ne nécessite plus d’évidement radial pour loger entièrement ou partiellement le premier équipement 45a. Le premier équipement 45a, ici en forme d’échangeur de chaleur, est raccordé à un système d’échange de chaleur 47 agencé en tout ou partie dans un compartiment 49 destiné au logement de plusieurs équipements. Ce compartiment 49, également dénommé compartiment moteur ou « compartiment core », est délimité radialement vers l’extérieur par la structure 34, et il se trouve donc agencé entre les deux veines 14a, 14b. Le compartiment 49, accessible pour les opérateurs, a été schématisé en pointillés sur la FIG. 2 . Le premier équipement 45a peut être aligné axialement avec l’un des aubages 30 selon la direction longitudinale L, ou bien décalé circonférentiellement de ces aubages 30. Cet équipement 45a comprend, au niveau d’une extrémité radiale de celui-ci dans le premier sens S1, un capotage 50, par exemple en forme de profil aérodynamique. Comme cela a été représenté sur les figures, ce capotage 50 s’étend axialement vers l’amont et vers l’aval au-delà de la partie fonctionnelle de l’équipement 45a, à savoir au-delà d’une entrée d’air 52 et d’une sortie d’air 54 de cet équipement. Le capotage 50 présente une première et une seconde surfaces radiales opposées 56, 58. La première surface radiale 56, orientée radialement vers l’intérieur, est destinée à être épousée par la première partie 12b1 du flux secondaire sortant par la sortie d’air 54 de l’équipement 45a. La seconde surface radiale 58, orientée radialement vers l’extérieur, est destinée à être épousée par une seconde partie 12b2 du flux secondaire. Il est noté que les deux parties 12b1, 12b2 se séparent l’une de l’autre au niveau d’un bord d’attaque du capotage 50, pour se remélanger ensuite au sein du flux secondaire 12b, au niveau d’un bord de fuite de ce capotage, d’une manière spécifique à l’invention qui sera décrite ci-après. En outre, l’assemblage comporte un second équipement 45b, situé en aval du premier équipement 45a, et destiné à être alimenté par le flux secondaire 12b. Le second équipement 45b est agencé sur la surface de délimitation radiale 34a, ou fait saillie de cette surface selon le sens radial S1. Il peut par exemple s’agir d’un autre échangeur de chaleur, ou, comme cela a été schématisé, d’une écope d’air. Comme évoqué ci-dessus, cette écope 45b peut être agencée en saillie radialement pour former une protubérance dans la veine, ou bien être agencée de manière affleurante à la surface 34a. L’écope 45b est par exemple destinée à alimenter en air frais un dispositif 62 de contrôle du jeu en bout de pales de turbine, ce dispositif étant en partie logé dans le compartiment 49, avec notamment une ou plusieurs canalisations de circulation d’air. Ce dispositif 62 est également connu sous l’appellation de système de contrôle actif de jeux en bout de pale, pour les turbines haute et/ou basse pression. Le premier équipement 45a peut être aligné axialement avec le second équipement 45b selon la direction longitudinale L, ou bien décalé circonférentiellement de celui-ci. Dans le cas d’un tel alignement, il existe par conséquent au moins un plan fictif longitudinal P de l’assemblage passant par l’axe 2 correspondant également à l’axe central longitudinal de cet assemblage, et traversant à la fois les premier et second équipements 45a, 45b. L’un de ces plans P correspond au plan de coupe longitudinale de la FIG. 2 . A titre informatif, il est noté que le cas d’alignement précité ne se limite pas à un alignement parfait, mais il se rapporte au contraire à tous les cas dans lesquels il existe au moins une zone de recouvrement dans la direction C, entre les deux équipements 45a, 45b. L’une des particularités de l’invention réside dans la mise en œuvre, sur l’extrémité aval du capotage correspondant à son bord de fuite, d’un mélangeur 64 de la seconde partie 12b2 du flux secondaire, avec la première partie 12b1 de ce même flux, et sortant du premier équipement 45a. Grâce à ce mélangeur, la redistribution de pression et de température est augmentée en aval du premier équipement 45a, limitant ainsi les effets de stratification de l’écoulement. Le second équipement 45b peut alors prélever de l’air à une température plus froide et à une pression plus élevée, ce qui contribue à renforcer l’efficacité de l’écope 45b, et celle de l’ensemble du dispositif 62 de contrôle des jeux auquel elle est intégrée. Dans ce mode de réalisation préféré, le mélangeur 64 s’étend selon la direction C, sur tout ou partie du bord de fuite du capotage 50. Par conséquent, il peut par exemple s’étendre sur un secteur angulaire de l’ordre de 5 à 25°. Le mélangeur 64 comprend ici une alternance, selon la direction C, de creux 66 et d’éléments en saillie 68, ces derniers étant de préférence en forme de chevrons. Il sont par exemple prévus selon une densité comprise entre 3 et 30 éléments, par secteur de 90°. Les creux 66 et les éléments en saillie 68 s’étendent selon la direction longitudinale L, tout en pouvant présenter une composante radiale, comme cela sera décrit ci-après. A cet égard, il est noté que de tels mélangeurs à chevrons sont connus sur les turbomachines, notamment sur le cône d’éjection des gaz, mais à des fins différentes de celles de l’invention. En effet, traditionnellement, les chevrons présentent un objectif acoustique, pour « casser » les structures tourbillonnaires présentes dans les jets cisaillés, provenant d’écoulements adjacents circulant à des vitesses différentes. Dans le cas de l’invention, l’objectif est différent puisqu’il consiste bien en une redistribution de pression et de température en aval de l’échangeur 45a traversé par le flux, de manière à éviter une stratification de l’écoulement, avec une couche chaude (première partie du flux) à basse pression totale proche de la surface 34a en sortie de cet échangeur, et une couche plus froide (seconde partie du flux) et à plus haute pression totale. En l’absence d’un tel mélangeur selon l’invention, pour maintenir l’efficacité du prélèvement au niveau du second équipement 45b, il pourrait être nécessaire d’allonger radialement la longueur de l’écope 45b dans la veine 14b, afin que cette écope puisse collecter de l’air plus frais, à plus haute pression, au-dessus de la couche limite chaude. Un tel allongement s’avère bien évidemment néfaste en termes de masse et de perturbations aérodynamiques sur le flux secondaire 12b. Les éléments en saillie 68 sont plans ou très légèrement courbés, pour suivre la courbure de la veine 14b. Chacun forme, en coupe dans un plan fictif longitudinal quelconque P le traversant, un angle A avec la direction L parallèle à l’axe 2, cet angle A étant de préférence compris entre 0 et 70°, dans le premier sens S1, ou dans un second sens S2 opposé au premier sens de la direction radiale R. Chaque élément en saillie 68 présente une direction D, formant l’angle A, et dont la composante radiale C est ici orientée dans le second sens S2, de sorte que l’angle est dit rentrant. Dans l’exemple représenté, il est par exemple de l’ordre de 20° dans le second sens S2. Selon un autre mode de réalisation représenté sur la FIG. 5 , les éléments en saillie 68 comprennent des premier et seconds éléments 68a, 68b agencés en alternance selon la direction C, en présentant des composantes radiales C1, C2 de sens radiaux opposés. En effet, chaque premier élément 68a forme, en coupe dans un plan fictif longitudinal quelconque P le traversant, un angle A1 avec la direction L, cet angle A1 étant de préférence compris entre 0 et 70°, dans le premier sens S1. Ainsi, chaque premier élément en saillie 68a présente une direction D1, formant l’angle A1 avec la direction L, et dont la composante radiale C1 est orientée dans le premier sens S1, de sorte que l’angle est dit sortant. Dans l’exemple représenté, il est par exemple de l’ordre de 20° à 45° dans le premier sens S1. De manière analogue, chaque second élément 68b forme, en coupe dans un plan fictif longitudinal quelconque P le traversant, un angle A2 avec la direction L, cet angle A2 étant de préférence compris entre 0 et 70°, dans le second sens S2. Chaque second élément en saillie 68b présente ainsi une direction D2, formant l’angle A2 avec la direction L, et dont la composante radiale C2 est orientée dans le second sens S2, de sorte que l’angle est dit rentrant. Dans l’exemple représenté, il est par exemple de l’ordre de 20° dans le second sens S2. Grâce à cette alternance de chevrons rentrants et sortants, la redistribution de pression et de température est encore davantage augmentée en aval du premier équipement 45a, limitant ainsi les effets de stratification de l’écoulement, et renforçant l’efficacité du second équipement 45b. De retour à la FIG. 2 , l’assemblage 15 présente les dimensions suivantes, dans un plan fictif longitudinal quelconque P passant par le premier équipement 45a : - H : hauteur radiale de veine secondaire 14b, dans laquelle circule le flux secondaire 12b, cette hauteur étant considérée au niveau d’un bord de fuite du mélangeur 64 ; - L1 : longueur axiale du mélangeur 64, selon la direction L. Ces deux dimensions répondent au paramètre suivant : 0,001 ≤ L1/H ≤ 0,3 Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l’homme du métier à l’invention qui vient d’être décrite, uniquement à titre d’exemples non limitatifs et dans la limite de la portée des revendications annexées. Par exemple, si la turbomachine décrite dans le mode de réalisation préféré ci-dessus prend la forme d’un turboréacteur à double flux et à soufflante carénée, tout autre type de turbomachine reste envisageable. En particulier, sont concernées les turbomachines à soufflantes/hélices simples ou multiples, carénées ou non-carénées, comme les turbomachines à deux hélices contrarotatives non-carénées. A cet égard, il est noté que l’assemblage selon l’invention pourrait alternativement concerner la paroi de délimitation radiale extérieure de la veine secondaire, pourvue d’une manière similaire de plusieurs équipements 45a, 45b. Selon encore d’autres applications possibles, l’assemblage selon l’invention pourrait concerner une surface de délimitation radiale, intérieure ou extérieure, de la veine primaire. L’assemblage selon l’invention pourrait aussi concerner une surface de délimitation radiale, intérieure ou extérieure, d’une veine tertiaire, lorsqu’une telle veine est prévue au sein de l’ensemble propulsif. En d’autres termes, l’invention s’applique indifféremment à des ensembles propulsifs à simple, double ou triple flux. Enfin, il est noté que la surface de délimitation radiale, de l’assemblage selon l’invention, pourrait être une surface externe de l’ensemble propulsif. Cela serait notamment possible pour une turbomachine à récepteur non-caréné, telle qu’un turbopropulseur ou une turbomachine dite à « open rotor ». Dans ce dernier cas, la surface de délimitation radiale, au sens de l’invention, est une surface radialement extérieure, épousée par le flux d’air extérieur de l’ensemble propulsif. Assemblage (15) pour ensemble propulsif (1) d’aéronef, comprenant : - une structure de délimitation radiale (34) pour la circulation d’un flux de gaz (12b) de l’ensemble propulsif, la structure (34) comportant une surface de délimitation radiale (34a) orientée dans un premier sens (S1) d’une direction radiale (R) de l’assemblage ; - un premier équipement (45a) de l’ensemble propulsif, ce premier équipement faisant saillie de la surface de délimitation radiale (34a), dans le premier sens (S1) de la direction radiale (R), le premier équipement (45a) étant configuré pour être traversé par une première partie (12b1) dudit flux de gaz, et le premier équipement comprenant, au niveau d’une extrémité radiale de celui-ci dans le premier sens (S1), un capotage (50) présentant une première et une seconde surfaces radiales opposées (56, 58), la première surface radiale (56) étant destinée à être épousée par la première partie (12b1) dudit flux de gaz sortant du premier équipement (45a), et la seconde surface radiale (58) étant destinée à être épousée par une seconde partie (12b2) dudit flux de gaz, caractérisé en ce que le capotage (50) comporte, à une extrémité aval de celui-ci, un mélangeur (64) de la seconde partie (12b2) dudit flux de gaz, avec la première partie (12b1) du flux de gaz sortant du premier équipement (45a). Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mélangeur (64) comprend, en alternance selon une direction circonférentielle (C) de l’assemblage, des creux (66) et des éléments en saillie (68, 68a, 38b), ces derniers étant de préférence en forme de chevrons, de dents, de lobes ou de pétales, les éléments en saillie (68, 38a, 38b) étant préférentiellement prévus selon une densité comprise entre 3 et 30 éléments par secteur de 90°. Assemblage selon la revendication 2, caractérisé en ce que les éléments en saillie comprennent des premiers et seconds éléments en saillie (68a, 68b), agencés en alternance selon la direction circonférentielle (C) de l’assemblage, les premiers éléments (68a) s’étendant selon une première direction (D1) comprenant une première composante radiale (C1), et les seconds éléments (68b) s’étendant selon une seconde direction (D2) comprenant une seconde composante radiale (C2) préférentiellement distincte de la première composante radiale (C1), chaque premier et second élément en saillie (68a, 68b) formant, en coupe dans un plan fictif longitudinal quelconque (P) de l’assemblage traversant l’élément en saillie concerné, un angle (A1, A2) avec une direction longitudinale (L), cet angle (A1, A2) étant de préférence compris entre 0 et 70°, et orienté dans le premier sens (S1) ou dans un second sens (S2) opposé au premier sens de la direction radiale (R). Assemblage selon la revendication 3, caractérisé en ce que les première et seconde composantes radiales (C1, C2) sont de sens radiaux opposés. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte un second équipement (45b) situé en aval du premier équipement (45a), et destiné à être alimenté par le flux de gaz (12b), ce second équipement (45b) étant agencé sur la surface de délimitation radiale (34a), ou faisant saillie de cette surface, et en ce que de préférence, au moins un plan fictif longitudinal (P) de l’assemblage traverse à la fois les premier et second équipements (45a, 45b). Assemblage selon la revendication 5, caractérisé en ce que le second équipement (45b) est une écope ou un échangeur. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure de délimitation radiale (34) délimite également un compartiment (49) de logement d’équipements. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le premier équipement (45a) est un échangeur de chaleur ou un filtre, et en ce qu’il est préférentiellement agencé en aval d’un aubage directeur de sortie (30) de l’assemblage. Assemblage selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’au sein de celui-ci, il est défini les dimensions suivantes, dans un plan fictif longitudinal quelconque (P) passant par le premier équipement (45a) : - H : hauteur radiale de veine dans laquelle circule ledit flux de gaz (12b), cette hauteur étant considérée au niveau d’un bord de fuite du mélangeur (64) ; - L1 : longueur axiale du mélangeur (64) ; et en ce que l’assemblage est réalisé de manière à répondre au paramètre suivant : 0,001 ≤ L1/H ≤ 0,3 Ensemble propulsif (100) d’aéronef comprenant au moins un assemblage (15) selon l’une quelconque des revendications précédentes, l’ensemble comprenant une turbomachine (1), de préférence un turboréacteur à double flux, ladite structure de délimitation radiale (34) de l’assemblage étant préférentiellement une structure de délimitation radiale intérieure ou extérieure d’une veine secondaire (14b) du turboréacteur, dans laquelle est destinée à circuler un flux secondaire (12b).