BE1029507B1 - Structure de turbomachine a trois flux - Google Patents

Abstract

L’invention a trait à une turbomachine (2) du type à hélice (4) non-carénée, comprenant : un bec de séparation (10) scindant un flux d’air (F) en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2) ; un compresseur (14) comprimant le flux primaire (F1) ; et un échangeur (24) de chaleur air/huile ; remarquable en ce que l’échangeur (24) est positionné dans un canal (26) parcouru par un flux tertiaire (F3), le flux tertiaire (F3) étant tiré du flux secondaire (F2) en amont de l’échangeur (24) et rencontrant en aval de l’échangeur (24) au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques (20, 22) du compresseur (14).

Description

Description

STRUCTURE DE TURBOMACHINE A TROIS FLUX Domaine L’invention a trait à la conception d’une turbomachine et plus particulièrement une turbomachine du type à hélice non-carénée. L'invention se porte sur l'agencement de l'échangeur de chaleur destiné au refroidissement de l’huile de la turbomachine. Art antérieur Dans une turbomachine carénée (turboréacteur), il est connu de disposer un ou plusieurs échangeur(s) de chaleur dans le flux secondaire, c’est-à-dire en aval de la soufflante. L’absence de carénage autour du flux secondaire dans les turbopropulseurs rend cet agencement impossible et les échangeurs y sont donc alimentés en air froid par un ventilateur externe au moteur. Cette solution n’est ni compacte ni légère, et réduit le rendement du moteur puisqu’une partie de l'énergie du moteur est nécessaire à l’entraînement de ce ventilateur additionnel. La demande WO 2020/084271 A1 décrit un moteur dit à hélice rapide, ou « open- rotor » (par exemple du type CROR « counter-rotating open rotor », ou USF « unducted single fan »). Dans ce type de structure, la vitesse du flux d’air est trop faible à basse vitesse de avion pour que le refroidissement soit suffisant, et la vitesse du flux d’air est trop élevée en vitesse de croisière, entraînant des pertes énergétiques résultant de la trainée des échangeurs. La solution connue pour les turboréacteurs n’est donc pas adaptée à ce type de moteurs, et un ventilateur externe très imposant est nécessaire pour assurer les besoins importants en échange thermique.

En somme, les solutions techniques connues prélèvent un air dirigé vers l'échangeur qui est soit un air trop chaud pour refroidir efficacement l’huile, soit un air ayant une vitesse trop grande pour que les pertes aérodynamiques ou de poussée soit négligeables.

S'ajoute à cela la contrainte liée à la fragilité de l'échangeur de chaleur qui ne peut pas être placé directement en amont de la turbomachine, notamment à cause du risque de choc avec des corps étrangers pouvant pénétrer dans la turbomachine.

Résumé de l’invention Problème technique L’invention vise à résoudre les inconvénients de la conception/fabrication des turbomachines de l’état de la technique. En particulier, l'invention vise à proposer une structure qui permette un refroidissement efficace dans un encombrement restreint sans entraver le rendement de la turbomachine. Solution technique L’invention a trait à une turbomachine du type à hélice non-carénée, comprenant : un bec de séparation scindant un flux d'air en un flux primaire et un flux secondaire ; un compresseur comprimant le flux primaire ; et un échangeur de chaleur air/huile ; remarquable en ce que l’échangeur est positionné dans un canal parcouru par un flux tertiaire, le flux tertiaire étant tiré du flux secondaire en amont de l'échangeur et rencontrant en aval de l'échangeur au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques du compresseur.

La turbomachine se présente par exemple sous la forme d’un turbopropulseur ou d’une turbomachine à rotor ouvert (par exemple du type CROR « counter-rotating open rotor », ou USF « unducted single fan »).

Le flux d’air est généré par l’hélice et/ou par le mouvement de l’aéronef sur lequel la turbomachine est montée.

… L'hélice non-carénée peut être disposée en amont du bec de séparation ou en aval. Le compresseur peut être un compresseur basse pression, ou « booster ».

Le flux primaire est comprimé au moins sur une partie de sa course par au moins certaines aubes du compresseur. Le flux secondaire ne « voit » pas le compresseur. Le flux secondaire n’est virtuellement pas limité en taille car aucun carénage ne l'entoure (radialement extérieurement). Le flux tertiaire est distinct du flux secondaire. Le flux tertiaire peut converger avec et/ou diverger du flux primaire.

Au moins une des rangées d’aubes rotoriques du compresseur se trouve en aval de l'échangeur, ce qui, dit autrement, signifie que le compresseur aspire l'air du flux secondaire pour l’entraîner au travers de l'échangeur.

Cette partie, dite aval, du compresseur se situe dans une zone annulaire où convergent le flux primaire et le flux tertiaire.

Cet agencement permet d’alimenter l'échangeur avec un air suffisamment froid et suffisamment lent pour qu'à la fois l'efficacité du refroidissement de l'huile soit assurée et que les pertes aérodynamiques liées à la présence de l'échangeur soient limitées.

Selon un mode avantageux de l’invention, le compresseur comprend une partie amont avec au moins une rangée annulaire d’aubes et une partie aval avec au moins une rangée annulaire d'aubes, et seule la partie aval du compresseur est traversée par un air issu du flux tertiaire en provenance de l'échangeur.

Cela permet de bien conserver le flux primaire, dont la pression et la vitesse augmentent rapidement, distinct du flux tertiaire.

L'échangeur ne « voyant » pas la partie amont du compresseur et conservant ainsi son aptitude au refroidissement.

Selon un mode avantageux de l'invention, les aubes de la partie aval ont une hauteur radiale très supérieure aux aubes de la partie amont, préférentiellement les aubes de la partie aval sont entre 1.5 et 4 fois plus haute radialement que les aubes de la partie amont du compresseur.

Le flux tertiaire n’est ainsi pas soumis à un gradient de vitesse important en sortie de l'échangeur, ce qui aurait pour conséquence des turbulences aérodynamiques et donc des pertes d'efficacité à la fois du refroidissement et du rendement du moteur.

Selon un mode avantageux de l'invention, la partie aval du compresseur que rencontre lair en aval de l'échangeur comprend une unique rangée annulaire d’aubes rotoriques.

La compacité de l'ensemble s'en voit améliorée.

Ces aubes peuvent être agencées sous forme d’une roue aubagée.

En complément, la partie aval peut comprendre une ou deux rangées d’aubes statoriques.

Le nombre d’aubes dans la partie aval peut être établi en fonction de l'encombrement que l’on peut se permettre et/ou en fonction du rapport de compression désiré pour à la fois aspirer le flux tertiaire à la vitesse souhaitée et ne pas entraver la compression du flux primaire, paramètre clé du rendement de la turbomachine.

Selon un mode avantageux de l'invention, le flux d’air quittant l'échangeur traverse toutes les rangées annulaires d’aubes du compresseur.

Selon un mode avantageux de l'invention, une ouverture permet d’aspirer une partie du flux secondaire pour former le flux tertiaire, l'ouverture étant non-écopante.

Ainsi, d’une certaine manière, l’ouverture peut être délimitée par une arête amont et une arête aval, les arêtes amont et aval ayant une position radiale identique.

Alternativement, l’arête amont est plus éloignée de l’axe de la turbomachine que l'arête aval, par exemple 1.1 fois plus éloignée.

Alternativement, vu dans une section axiale, la tangente à la surface de guidage de l'air en amont de l'ouverture décrit une direction se rapprochant de l’axe et l'ouverture est contenue entre l’axe et cette tangente.

Dans tous les cas, cela évite que l'ouverture créant le flux tertiaire ne favorise la pénétration de corps étrangers dans l’échangeur à la façon d’une d'écope.

Selon un mode avantageux de l’invention, le canal et/ou l'échangeur s'étendent circonférentiellement sur 360° autour de l’axe de la turbomachine.

Alternativement, l'échangeur et/ou le canal ne s'étend(ent) pas sur 360°. Indépendamment de langle décrit par l’échangeur autour de l’axe, l'ouverture dans le flux secondaire peut être partielle (c’est-à-dire ne pas décrire 360°) et/ou l'embouchure du canal sur les aubes du compresseur peut être partielle (c’est-à-dire ne pas décrire 360°). Selon un mode avantageux de l’invention, une hélice est agencée en amont du bec et/ou des pales redressant le flux secondaire chevauchent axialement la partie aval du compresseur.

Alternativement l’hélice peut être agencée en aval du bec.

Alternativement, deux hélices au sens de rotation opposé l’une de l’autre sont agencées à une position axiale en aval de l’échangeur.

Selon un mode avantageux de l'invention, un by-pass est agencé en aval de la partie aval du compresseur pour dérouter une partie du flux sortant du compresseur vers le flux secondaire.

Le by-pass est ainsi directement en aval de la zone de convergence des flux primaires et tertiaires (lorsqu’ils convergent). Ceci permet une accélération du flux pour créer une poussée et compenser le volume d'air extrait dans le flux tertiaire en amont de l'échangeur.

Le rendement du moteur est ainsi amélioré.

La bifurcation du by-pass vers le flux secondaire permet également d’évacuer les corps étrangers potentiellement aspirés en amont des flux primaires et tertiaires, pour éviter qu'ils ne se dirigent vers le compresseur haute-pression ou la chambre de combustion en aval du flux primaire.

Selon un mode avantageux de l'invention, des moyens sont prévus pour isoler le flux primaire du flux tertiaire, ce dernier s’écoulant dans le canal, au travers de la partie aval du compresseur puis dans le bypass.

Ainsi, le flux tertiaire est complètement isolé du flux primaire, limitant les perturbations en aval de l'échangeur.

Les deux flux ne sont toutefois pas complètement indépendants dynamiquement puisqu'ils « voient » tous les deux une partie respective de la même 5 rangée d'aubes rotoriques en aval de l'échangeur.

Selon un mode avantageux de l'invention, au moins la dernière rangée annulaire d’aubes de la partie aval dispose d’un anneau circonférentiel intermédiaire.

Cette dernière rangée peut être faite d’aubes tournantes ou fixes.

L'anneau circonférentiel permet de guider le flux vers le by-pass ou vers le compresseur haute-pression.

En lien avec le paragraphe ci-dessus, l’anneau peut également participer à l'isolement entre le flux tertiaire et le flux primaire.

L’invention a également trait à un procédé de refroidissement de l’huile d’une turbomachine à hélice non carénée, comprenant : la séparation d’un flux d’air en un flux primaire et un flux secondaire au moyen d’un bec de séparation, le flux primaire étant comprimé par un ou plusieurs compresseur(s) de la turbomachine et le flux secondaire étant extérieur au(x) compresseur(s) ; et la génération d’un flux tertiaire traversant un échangeur air/huile au moyen d'au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques d’un compresseur, le flux tertiaire étant tiré du flux secondaire.

L’invention porte enfin sur un procédé d’utilisation de la turbomachine selon l’un des modes de réalisation exposés ci-dessus, comprenant une étape de rotation de 'hélice durant laquelle le flux primaire et le flux secondaire ont un nombre de Mach de 0.5, et le flux tertiaire a un nombre de Mach très inférieur à 0.3. Avantages de l'invention L’invention est particulièrement avantageuse en ce quelle permet de faire circuler dans l'échangeur un air qui est froid et à une vitesse adéquate, assurant ainsi une efficacité du refroidissement sans entraver le rendement du moteur ni nécessiter des moyens complémentaires encombrants.

Une bonne efficacité du refroidissement permet l'emploi d'échangeurs moins imposants et donc moins encombrants, moins lourds et moins coûteux.

Description des dessins La figure 1 montre un premier mode de réalisation de l'invention ;

La figure 2 illustre un deuxième mode de réalisation de l'invention ; La figure 3 représente un troisième mode de réalisation de l'invention ; La figure 4 illustre un quatrième mode de réalisation de l'invention. Description d’un mode de réalisation Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l'axe de rotation d'une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l'axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l'axe de rotation. L'amont et l'aval sont en référence au sens d'écoulement d’un flux dans la turbomachine.

Les figures montrent les éléments de manière schématique et ne sont pas représentées à l’échelle. En particulier, certaines dimensions sont agrandies pour faciliter la lecture des figures.

La figure 1 illustre une turbomachine 2 selon une première variante. Une hélice 4 solidaire d’un moyeu 6 tourne autour d’un axe 8.

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.

Dans une variante non illustrée qui peut être similaire à un des exemples décrits dans le document WO 2020/084271 A1, l’hélice 4 est disposée dans une partie aval de la turbomachine 2 et peut éventuellement être complétée d’une seconde hélice ayant un sens de rotation opposé.

Le flux d'air F est scindé en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2 au niveau d’un bec de séparation 10. Le flux primaire F1 rencontre une aube d’entrée de redresseur (« IGV ») 11 et pénètre dans une veine 12 alors que le flux secondaire F2 demeure radialement à l'extérieur de tout carénage. Le carter 13 délimite extérieurement la veine 12. Des viroles fixes et des moyeux de roues tournantes délimitent la veine 12 intérieurement. La veine 12 est également traversée par des bras structuraux (« struts ») (voir 13.1 sur la figure 2) qui reprennent les efforts du carter 13.

Un compresseur 14 est agencé pour comprimer le flux primaire F1. Pour ce faire, le compresseur 14 est équipé d’une alternance d’aubes rotoriques 16, 18, 20, 22 et d’aubes statoriques 17, 19, 21, agencées selon des rangées annulaires autour de l'axe 8.

La figure 1 ne représente que la partie amont de la turbomachine. En aval du compresseur 14, le flux primaire F1 poursuit son chemin vers un second compresseur, une chambre de combustion et une ou plusieurs turbines (non représentés). La rotation de la ou des turbine(s) entraîne la rotation du moyeu 6, de l’hélice 4 et des aubes rotoriques 16, 18, 20, 22.

Les éléments tournants sont supportés par des paliers et la turbomachine peut comprendre un réducteur entre différents éléments tournants. Les paliers et le réducteur de la turbomachine 2 sont lubrifiés par une huile qu’il est nécessaire de maintenir dans une plage de température de fonctionnement donnée. Un échangeur 24 est ainsi prévu pour refroidir l'huile en faisant parcourir l’huile dans des conduites qui sont refroidies par un flux d'air.

L’échangeur 24 est disposé dans un canal 26 dans lequel circule un flux dit tertiaire F3. Le canal 26 peut s'étendre circonférentiellement sur tout ou partie de la turbomachine, c'est-à-dire à 360° autour de l’axe 8 ou moins. De même, l’échangeur 24 peut occuper tout ou partie du canal 26 et donc s'étendre sur une grande partie angulaire autour de l’axe 8 et notamment sur 360°. Le canal 26 présente une ouverture 28 qui débouche sur l’espace parcouru par le flux secondaire F2. L'ouverture 28 est délimitée par le carénage en amont par une arête amont 30 et en aval par une arête aval 32. Les arêtes amont 30 et aval 32 sont sensiblement à la même hauteur radiale pour limiter le fait que des éléments étrangers présents dans le flux F ne soient déviés vers l'échangeur 24. L'ouverture 28 est ainsi telle que la vitesse du flux F3 a une composante radiale importante lorsque celui-ci est formé à l’amont du canal 26. Ceci permet notamment que la vitesse du flux F3 lorsqu'il traverse l’échangeur soit bien plus petite que la vitesse du flux primaire F1 dans la veine 12. Ainsi, la géométrie peut être telle que lorsque le flux F1 est à un nombre de Mach dans un intervalle de 0.45 à 0.6 (usuellement 0.5), le flux F3 que voit l'échangeur est bien inférieur à un nombre de

Mach de 0.3. Ces valeurs s'assurent d'un refroidissement performant en vitesse de croisière. L’ouverture 28 peut recevoir une grille de protection (non représentée) ou un clapet ouvrant ou obturant l’accès du flux secondaire F2 vers le canal 26.

Le compresseur 14 est composé d'une partie amont 14.1 qui comprend les aubes agencées dans la veine 12 et une partie aval 14.2. La partie aval 14.2 comprend au moins une aube rotorique 20, 22 qui génère la formation du flux F3, créant une dépression au niveau de l’ouverture 28.

Ainsi, après qu’il a traversé l'échangeur 24, le flux tertiaire F3 rejoint la partie aval

14.2 du compresseur. Dans ce premier mode de réalisation, le flux F3 converge avec le flux primaire F1.

Les aubes 20, 21, 22 de la partie aval 14.2 ont une hauteur radiale H qui est comprise entre 1.5 et 4 fois la hauteur radiale h des aubes 16, 17, 18, 19 de la partie amont 14.1.

Lafigure 1 montre en pointillés la position possible d’une rangée annulaire de pales 34, fixes autour de l'axe 8 et redressant le flux F2. Les pales 34 ainsi que les pales de l’hélice 4 peuvent avoir une orientation variable (autour de la direction de leur plus grande dimension).

Le nombre d’aubes de compresseur 14 qui forment la partie aval 14.2, c’est-à-dire le nombre d'aubes vues par le flux tertiaire F3 sortant du canal 26 peut varier. Ainsi, dans le mode de réalisation illustré en figure 2, l'intégralité du compresseur est agencée en partie aval 14.2, aucune aube du compresseur n'étant placée dans la veine 12.

En comparaison de la figure 1, la veine 12 peut par exemple être plus courte axialement et peut ne comprendre qu’une rangée d'aubes d'entrée 11 et des bras de support 13.1.

Dans un troisième mode de réalisation de l'invention, un canal de dérivation ou by- pass 36 est agencé pour dériver une partie du flux vers le flux secondaire F2. Le by-pass 36 est agencé en aval du compresseur 14 pour dérouter une partie du flux sortant du compresseur vers le flux secondaire F2. Ainsi, un second bec de séparation 38 sépare le flux qui est vu par la partie aval 14.2 du compresseur en un flux primaire F1 qui poursuit son chemin vers un compresseur haute pression et vers la chambre de combustion, et un flux quaternaire F4 qui retourne au flux secondaire F2. Un carénage extérieur 40 délimite radialement extérieurement le canal 26 et le by- pass 36, et délimite intérieurement le flux F2. Outre sa fonction d’échange de chaleur avec l’échangeur, le flux quaternaire F4a donc ici une fonction de poussée complémentaire au flux F2. Les pertes éventuelles de pression dans le flux F3 dues à l’interaction avec l'échangeur 24 sont compensées par les aubes de la partie aval 14.2 pour rétablir une pression suffisante dans le flux quaternaire F4avant qu'il ne retrouve le flux secondaire F2. Un compromis est ainsi obtenu entre une pression suffisamment faible pour favoriser l'échange de chaleur dans le canal 26 et une pression suffisamment forte dans le by-pass 36 pour favoriser la poussée.

La figure 4 illustre une variante dans laquelle une seule rangée d’aubes occupe la partie aval 14.2 du compresseur 14. Pour supporter structurellement le carénage extérieur 40 en absence d’aubes statoriques dans la partie aval 14.2, des bras structuraux 42 peuvent être placés dans le by-pass 36, et/ou dans le canal 26 (non représentés).

La figure 4 illustre également un aspect qui peut être applicable au mode de réalisation de la figure 3, à savoir l'isolement entre le flux primaire F1 et le flux tertiaire F3. Le quaternaire F4 de la figure 3 est donc ici le flux tertiaire F3 : chaque particule d'air passant par l'échangeur 24 poursuit son chemin dans le by-pass 36. Ainsi, des moyens sont prévus pour isoler le flux primaire du flux tertiaire, tels que des joints ou des anneaux.

La figure 4 représente à ce titre un anneau circonférentiel 44 reliant circonférentiellement de proche en proches les aubes de la rangée d’aube rotorique de la partie aval 14.2. Cet anneau est disposé radialement au niveau du bec 38 et du carénage 13.

Dans une variante non illustrée, où la partie aval 14.2 comprend plusieurs rangées d’aubes (comme en figure 3), un anneau du même type peut être placé sur toutes les rangées d’aubes. Alternativement, un anneau peut être prévu uniquement sur la dernière rangée d’aubes de la partie aval 14.2 afin de préparer la séparation du flux entre le flux primaire conduit vers le compresseur haute pression et le by-pass 36, n’isolant ainsi que partiellement le flux primaire du flux tertiaire.

Il est à noter que l'invention ne se limite pas aux seuls exemples décrits sur les figures.

Les enseignements de la présente invention sont notamment également applicables à une turbomachine avec hélice carénée.

Chaque caractéristique technique de chaque exemple illustré est applicable aux autres exemples.

Notamment, le nombre d’aubes de la partie aval, la présence ou non d’un by-pass, la position de l’hélice ou des pales de redressement, la présence d'un anneau circonférentiel, etc, peuvent être tirés d’un mode de réalisation et être appliqué à un autre.

Claims (16)

Revendications

1. Turbomachine (2) du type à hélice (4) non-carénée, comprenant : - un bec de séparation (10) scindant un flux d’air (F) en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2) ; - un compresseur (14) comprimant le flux primaire (F1) ; et - un échangeur (24) de chaleur air/huile ; caractérisée en ce que l'échangeur (24) est positionné dans un canal (26) parcouru par un flux tertiaire (F3), le flux tertiaire (F3) étant tiré du flux secondaire (F2) en amont de l'échangeur (24) et rencontrant en aval de l'échangeur (24) au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques (20, 22) du compresseur (14).

2. Turbomachine (2) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le compresseur (14) comprend une partie amont (14.1) avec au moins une rangée annulaire d’aubes (16-19) et une partie aval (14.2) avec au moins une rangée annulaire d’aubes (20-22), et seule la partie aval (14.2) du compresseur (14) est traversée par un air issu du flux tertiaire (F3) en provenance de l’échangeur (24).

3. Turbomachine (2) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les aubes (20-22) de la partie aval (14.2) ont une hauteur radiale (H) très supérieure aux aubes (16-19) de la partie amont (14.1), préférentiellement les aubes (20-22) de la partie aval (14.2) sont entre 1.5 et 4 fois plus haute radialement que les aubes (16-19) de la partie amont (14.1) du compresseur (14).

4. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la partie aval (14.2) du compresseur (14) que rencontre l’air en aval de l'échangeur (24) comprend une unique rangée annulaire d’aubes rotoriques (20).

5. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la partie aval (14.2) du compresseur (14) que rencontre l’air en aval de l'échangeur (24) comprend une ou deux rangées annulaires d’aubes statoriques (21).

6. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1, 4 ou 5, caractérisée en ce que le flux d'air (F3) quittant l'échangeur (24) traverse toutes les rangées annulaires d’aubes (18-22) du compresseur (14).

7. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce qu’une ouverture (28) permet d’aspirer une partie du flux secondaire (F2) pour former le flux tertiaire (F3), l'ouverture (28) étant non-écopante.

8. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que le canal (26) et l'échangeur (24) s'étendent circonférentiellement sur 360° autour de l'axe (8) de la turbomachine (2).

9. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce qu'une hélice (4) est agencée en amont du bec (10).

10. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que des pales (34) redressant le flux secondaire (F2) chevauchent axialement la partie aval (14.2) du compresseur (14).

11. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 8 ou 10, caractérisée en ce que deux hélices au sens de rotation opposé l’une de l’autre sont agencées à une position axiale en aval de l'échangeur (24).

12. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 11, caractérisée en ce qu'un by-pass (36) est agencé en aval de la partie aval (14.2) du compresseur (14) pour dérouter une partie du flux sortant du compresseur (14) vers le flux secondaire (F2).

13. Turbomachine (2) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que des moyens sont prévus pour isoler le flux primaire (F1) du flux tertiaire (F3), ce dernier s’écoulant dans le canal (26) au travers de la partie aval (14.2) du compresseur (14) puis dans le bypass (36).

14. Turbomachine (2) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu'au moins la dernière rangée annulaire d’aubes (22) de la partie aval (14.2) dispose d’un anneau circonférentiel intermédiaire (44).

15. Procédé de refroidissement de l’huile d’une turbomachine (2) à hélice (4) non carénée, comprenant :

- la séparation d’un flux d’air (F) en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2) au moyen d’un bec de séparation (10), le flux primaire (F1) étant comprimé par un ou plusieurs compresseur(s) (14) de la turbomachine (2) et le flux secondaire (F2) étant extérieur au(x) compresseur(s) (14) ; - la génération d’un flux tertiaire (F3) traversant un échangeur air/huile (24) au moyen d'au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques (20, 22) d’un compresseur (14), le flux tertiaire (F3) étant tiré du flux secondaire (F2).

16. Procédé d'utilisation de la turbomachine selon l’une des revendications 1 à 14, comprenant une étape de rotation de l’hélice durant laquelle le flux primaire (F1) et le flux secondaire (F2) ont un nombre de Mach de 0.5, et le flux tertiaire (F3) a un nombre de Mach très inférieur à 0.3.