FR3009027A1 - Ensemble turbomachine d'aeronef a bruit de jet attenue. - Google Patents

Abstract

- Ensemble turbomachine d'aéronef à bruit de jet atténué. - L'ensemble turbomachine comporte un dispositif (17) d'atténuation de bruit par éjection de jets de fluide, ce dispositif (17) comprenant des conduits d'alimentation de fluide (26), des tubes d'éjection (21) de fluide et un conduit de distribution (23) de forme annulaire, le conduit de distribution (23) étant relié, d'une part, à des entrées (24) des tubes d'éjection (21) et, d'autre part, à des sorties (25) des conduits d'alimentation de fluide (26) de manière à créer une voie de circulation de fluide à partir des entrées des conduits d'alimentation de fluide (26) jusqu'aux sorties des tubes d'éjection (21).

Description

La présente invention concerne un ensemble turbomachine à bruit de jet atténué destiné à équiper un aéronef, en particulier un avion de transport. De façon connue, un ensemble turbomachine d'aéronef comprend une nacelle à l'intérieur de laquelle est installée une turbomachine comprenant un générateur de gaz qui entraîne une soufflante. Cette nacelle est généralement montée sous la voilure de l'aéronef par l'intermédiaire d'un mât. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à un turboréacteur à double flux. Le flux d'air qui traverse longitudinalement la nacelle pénètre en partie dans le générateur de gaz et participe à la combustion. Cette partie de flux, appelée flux primaire, est éjectée à la sortie du générateur. La partie du flux d'air qui entre dans la nacelle, mais qui ne traverse pas le générateur de gaz, appelée flux secondaire, s'écoule dans un passage annulaire, de façon concentrique par rapport au flux primaire en étant entraînée par la soufflante. Ce passage annulaire est formé entre une paroi longitudinale externe (paroi de nacelle) et une paroi longitudinale interne entourant le générateur de gaz. Le flux secondaire est éjecté de la nacelle à l'extrémité aval de la paroi externe de celle-ci. La paroi interne entourant le générateur du gaz définit également avec une pièce longitudinale interne un passage annulaire par lequel s'écoule le flux primaire. Le flux primaire est éjecté à l'extrémité aval de la paroi interne qui entoure le générateur de gaz. Lors des phases de décollage, le flux de gaz qui est éjecté (flux primaire et flux secondaire) présente des vitesses très élevées. A de telles vitesses, la rencontre du flux éjecté avec l'air environnant, ainsi que la rencontre du flux primaire et du flux secondaire, génèrent un bruit important. Pour réduire ce type de bruit, il est connu de générer des turbulences dans la zone de rencontre des flux, en particulier à l'aide de chevrons pratiqués au niveau du bord de fuite des parois. Ces chevrons génèrent toutefois de la traînée, et ceci notamment dans des situations pour lesquelles une réduction de bruit n'est pas nécessaire, comme par exemple en phase de croisière.

Pour remédier à cet inconvénient, on connaît, notamment par les brevets FR-2 892 152 et US-8 096 105 d'une part et les brevets FR-2 929 337 et US-8 393 139 d'autre part, des dispositifs d'atténuation de bruit, permettant de réduire le bruit sans augmenter la traînée à la différence des chevrons usuels. Ces dispositifs, montés sur au moins une paroi d'un ensemble turbomachine d'aéronef, prélèvent du fluide d'un flux (flux primaire ou flux secondaire) de la turbomachine et injectent des jets de fluide dans le flux (primaire ou flux secondaire) éjecté par la turbomachine, afin de créer des turbulences à la manière de chevrons.

Afin d'obtenir une réduction de bruit efficace, les jets de fluide injectés en sortie du dispositif doivent être contrôlés avec précision en termes de caractéristiques fluidiques : pression et débit massique (c'est-à-dire de quantité de fluide, exprimée en masse, qui s'écoule au droit d'une section d'écoulement donnée, pendant une unité de temps).

Par conséquent, les entrées d'air du dispositif doivent fournir un certain débit massique à tout le dispositif avec un taux de compression donné à la sortie, pour alimenter toutes les sorties dont le nombre est défini par des contraintes acoustiques. Or, les caractéristiques fluidiques des jets de fluide dépendent d'éventuelles pertes de pression induites par des systèmes et conduits additionnels destinés à amener le fluide à ces sorties. Le dispositif d'atténuation de bruit du réacteur est donc tributaire du bon fonctionnement des entrées de fluide et de moyens de transmission et de régulation du fluide, et ses performances peuvent être détériorées en cas de problème de fonctionnement de ces éléments. La présente invention a pour objet de remédier à l'inconvénient précité. Elle concerne un ensemble turbomachine d'aéronef comprenant au moins une paroi centrée autour d'un axe longitudinal de l'ensemble turbomachine, la paroi comportant une première face entourant un flux de gaz qui est éjecté à une extrémité aval de la paroi, l'ensemble turbomachine comportant au moins un dispositif d'atténuation de bruit, ledit dispositif comprenant une pluralité de tubes d'éjection répartis à la périphérie de l'extrémité aval de la paroi, lesdits tubes d'éjection comprenant le long de l'axe longitudinal une première extrémité et une seconde extrémité et étant aptes à éjecter à leur seconde extrémité des jets de fluide destinés à interagir avec le flux de gaz éjecté. Selon l'invention, ledit dispositif d'atténuation de bruit de l'ensemble turbomachine comprend, de plus : - un conduit d'alimentation de fluide comportant, le long de l'axe longitudinal, une entrée de fluide agencée au niveau de la première face de la paroi et une sortie de fluide ; et - un conduit de distribution, le conduit de distribution étant de forme annulaire, étant agencé au niveau de ladite paroi, s'étendant transversalement à l'axe longitudinal et étant relié par une connexion fluidique, d'une part, à la première extrémité desdits tubes d'éjection et, d'autre part, à la sortie de fluide du au moins un conduit d'alimentation de fluide de manière à créer une voie de circulation de fluide à partir de l'entrée de fluide du au moins un conduit d'alimentation de fluide jusqu'à la seconde extrémité des tubes d'éjection via successivement ledit au moins un conduit d'alimentation de fluide, ledit conduit de distribution et lesdits tubes d'éjection.

Ainsi, grâce à l'invention, le dispositif d'atténuation de bruit de l'ensemble turbomachine comprend un conduit annulaire de distribution qui relie ensemble toutes les entrées et toutes les sorties de sorte que le fluide prélevé au niveau des entrées est amené dans le conduit de distribution avant d'être distribué aux tubes d'éjection pour être éjecté à leur sorties. Ainsi, l'ensemble turbomachine peut utiliser un nombre d'entrées différent du nombre de sorties et ses performances ne sont pas détériorées (ou tout au plus de manière très limitée) si une entrée de fluide est au moins partiellement défaillante (non opérationnelle), ce qui permet de remédier à l'inconvénient précité.

Dans le cadre de la présente invention, on entend par connexion fluidique un raccord ou connexion entre deux éléments dans lesquels circulent du fluide, notamment des conduits et des tubes, qui permet de transmettre du fluide circulant dans un premier desdits éléments au second desdits éléments. Dans un premier mode de réalisation, au moins un conduit d'alimentation de fluide comprend un conduit à section transversale constante. En outre, dans un second mode de réalisation, au moins un conduit d'alimentation de fluide comprend un conduit à section transversale croissante selon une direction d'écoulement de fluide dans l'ensemble turbomachine. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit conduit de distribution correspond à un anneau continu formant une courbe fermée et étant fixé à la paroi transversalement à l'axe longitudinal, ledit anneau continu permettant une circulation de fluide le long de toute la courbe fermée. Toutefois, dans un mode de réalisation particulier, ledit conduit de distribution peut comprendre un nombre limité de tronçons d'anneau séparés, les tronçons d'anneau étant fixés à la paroi et étant agencés successivement dans le prolongement les uns des autres le long de la périphérie de la paroi transversalement à l'axe longitudinal. En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit conduit de distribution est agencé de manière à entourer une seconde face de ladite paroi. Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, ledit conduit de distribution est agencé entre la première face et une seconde face de ladite paroi. La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comporte au moins un ensemble turbomachine tel que celui décrit ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue générale schématique en coupe longitudinale d'un exemple d'ensemble turbomachine d'aéronef, auquel s'applique l'invention.

Les figures 2 et 3 sont des vues schématiques en perspective d'une paroi comprenant un dispositif illustrant l'invention et pourvu, respectivement, d'un conduit annulaire continu et d'un conduit annulaire à tronçons distincts. Les figures 4 et 5 sont des vues schématiques en coupe longitudinale illustrant deux modes de réalisation différents d'agencement d'un conduit annulaire dans une paroi. La présente invention concerne un ensemble turbomachine 1 d'un aéronef 2, en particulier d'un avion de transport, dont on a uniquement représenté une partie d'aile 3 sur la figure 1.

Dans toute la description, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la direction d'écoulement des flux de fluide dans l'ensemble turbomachine 1, cette direction étant représentée schématiquement par une flèche 100 sur les figures. De façon usuelle, un ensemble turbomachine 1 d'aéronef comporte une nacelle 4 qui est généralement montée sous une aile 3 de l'aéronef 2 par l'intermédiaire d'un mât 5. Cette nacelle 4 présente une symétrie de révolution autour d'un axe longitudinal X-X et entoure une turbomachine 6, en particulier un turboréacteur à double flux, comme représenté schématiquement sur la figure 1.

La turbomachine 6 comprend un générateur de gaz central 7 qui entraîne une soufflante 8 montée sur l'arbre du générateur 7, en amont de ce dernier suivant la direction longitudinale de la nacelle 4. Ce générateur 7 comprend, de façon usuelle, des compresseurs à basse et haute pressions, une chambre de combustion et des turbines à basse et haute pressions.

Une partie du flux d'air 9 qui entre dans la nacelle 4, la traverse longitudinalement, pénètre dans le générateur 7, participe à la combustion et est éjecté à la sortie du générateur 7. Cette partie du flux d'air éjecté est appelée flux primaire 10. La partie du flux d'air 9, qui entre dans la nacelle 4 mais qui ne traverse pas le générateur 7, est appelée flux secondaire 11, et s'écoule, en étant entraînée par la soufflante 8, dans un passage annulaire 12 agencé de façon concentrique par rapport au générateur 7. Ce passage annulaire 12 est formé entre une paroi longitudinale externe 13 (capot de la nacelle 4) et une paroi longitudinale interne 14 (capot du générateur 7) entourant ledit générateur 7. Le flux secondaire 11 (ou flux propulsif froid) est éjecté de la nacelle 4 à l'extrémité aval 13A de la paroi externe 13, sensiblement suivant la direction longitudinale de l'ensemble turbomachine 1. En outre, la paroi longitudinale interne 14 forme avec une partie longitudinale centrale 15 constituant le coeur de l'ensemble turbomachine 1, un passage annulaire 16 par lequel s'écoule le flux primaire 10 (ou flux propulsif chaud), qui est éjecté à l'extrémité aval 14A de la paroi interne 14. Ledit ensemble turbomachine 1 comprend, de plus, au moins un dispositif 17 (non représenté sur la figure 1 mais sur les figures 2 à 5) destiné à réaliser une atténuation du niveau sonore de l'ensemble turbomachine 1, en produisant des jets de fluide.

Ce dispositif 17 est par exemple agencé au niveau de la paroi externe 13 (capot externe) de la nacelle 4, qui entoure le passage annulaire 12 par lequel est éjecté le flux secondaire 11 de manière à éjecter des jets de fluide 18 (figure 1) à l'extrémité aval 13A de la paroi externe 13, qui vont interagir avec le flux secondaire 11 éjecté, afin de réduire le bruit généré par ce dernier. De façon similaire, le dispositif 17 peut également être agencé au niveau de la paroi interne 14 (capot interne) de la nacelle 4, qui entoure le passage annulaire 16 par lequel est éjecté le flux primaire 10 de manière à éjecter des jets de fluide 19 (figure 1) à l'extrémité aval 14A de la paroi interne 14, qui vont interagir avec le flux primaire 10 éjecté, afin de réduire le bruit généré par ce dernier. On peut prévoir un tel dispositif 17 au niveau de chacune desdites parois concentriques 13 et 14. Le dispositif 17 d'atténuation du bruit est ainsi apte à générer, sur commande, une perturbation de l'écoulement immédiatement en aval de l'extrémité aval 13A, 14A de la paroi 13, 14 au niveau du flux (primaire ou secondaire) éjecté à cette extrémité.

Sur l'exemple schématique des figures 2 et 3, le dispositif 17 est agencé au niveau d'une paroi 20. Le mode de réalisation présenté sur ces figures 2 et 3 peut être prévu à l'une et/ou à l'autre des deux parois concentriques 13 et 14 (capots externe et interne) de l'ensemble turbomachine 1 de la figure 1. Le dispositif 17 est commandable comme décrit ci-dessous. Il est destiné essentiellement à la phase de décollage et il est notamment non actif pendant la phase de croisière de l'aéronef 2. Ledit dispositif 17 comprend, comme représenté sur les figures 2 et 3, une pluralité de tubes d'éjection 21 qui sont répartis à la périphérie de l'extrémité aval 20A de la paroi 20. Ces tubes d'éjection 21 sont aptes à éjecter à cette extrémité aval 20A de sortie de flux de gaz (flux primaire ou secondaire), des jets de fluide destinés à interagir avec ce flux de gaz éjecté. Dans le mode réalisation particulier des figures 2 et 3, le dispositif 17 comprend huit ensembles 22 de tubes d'éjection 21 (dont seuls quatre sont représentés sur les figures 2 et 3), uniformément répartis autour de la périphérie de la paroi 20. Chacun desdits ensembles 22 comprend trois tubes d'éjection et plus précisément : - une paire de tubes d'éjection 21A, à section circulaire réduite, aptes à éjecter chacun un micro-jet ; et - un tube d'éjection 21B, à section rectangulaire, plus grande que celle des tubes d'éjection 21A. Ce tube d'éjection 21B est agencé entre les tubes d'éjection 21A de la paire associée et est apte à éjecter un jet de fluide plus important, de forme sensiblement plane. Les tubes d'éjection 21A et 21B d'un même ensemble 22 sont orientés de sorte que les jets générés convergent sensiblement vers un même point, comme illustré par les flèches 18 et 19 sur la figure 1. On crée ainsi une zone fluidique quasi-imperméable au flux de gaz éjecté, permettant d'obtenir une réduction de bruit efficace. Selon l'invention, ledit dispositif 17 comporte, de plus, des conduits d'alimentation de fluide 26 comprenant chacun, le long de l'axe longitudinal X- X, une entrée 27 (figures 4 et 5) et une sortie 25, ainsi qu'un conduit de distribution 23, de forme annulaire, agencé au niveau de ladite paroi 20 transversalement à l'axe longitudinal X-X. Ledit conduit de distribution 23 est relié (par connexion fluidique) : - d'une part, des entrées 24 desdits tubes d'éjection 21 à leur extrémité amont (dans le sens E d'écoulement des fluides dans le dispositif 17) ; et - d'autre part, aux sorties 25 des conduits d'alimentation 26 de manière à créer une voie de circulation de fluide à partir des entrées 27 (figures 4 et 5) des conduits d'alimentation 26 jusqu'aux sorties 28 (figures 4 et 5) des tubes d'éjection 21 via, successivement, lesdits conduits d'alimentation 26, ledit conduit de distribution 23 et lesdits tubes d'éjection 21. Les entrées 27 des conduits d'alimentation 26 sont agencées sur la face de la paroi qui est léchée par l'écoulement du flux, dont on veut prélever du fluide, par exemple sur la face 29B de la paroi 30 dans les exemples des figures 4 et 5. Les entrées 27 peuvent être prévues à fleur de ladite paroi 30, comme illustré sur les figures 4 et 5. Elles peuvent également être protubérantes par rapport à la face de la paroi qui est léchée par l'écoulement du flux. Les entrées 27 permettent de prélever une partie du flux, par exemple une partie 11A du flux 11 comme représenté sur les figures 4 et 5. Le dispositif 17 comprend donc un conduit de distribution 23 qui relie ensemble toutes les entrées et toutes les sorties de sorte que le fluide prélevé au niveau des entrées 27 (prévues dans un écoulement de fluide de l'ensemble turbomachine 1) est amené dans le conduit de distribution 23 avant d'être distribué aux tubes d'éjection 21 pour être éjecté à leurs sorties 28 (à leurs extrémités aval). Ainsi, le dispositif 17 est par exemple pourvu d'un nombre de conduits d'alimentation 26 différent du nombre d'ensembles 22 ou de tubes d'éjection 21, et ses performances ne sont pas détériorées (ou tout au plus de manière très limitée) si un conduit d'alimentation 26 est au moins partiellement défaillant (ou non opérationnel), en particulier en étant (partiellement ou complètement) obstrué, par exemple au niveau de son entrée 27.

Le dispositif 17 est donc apte à fournir du fluide (air) prélevé dans l'ensemble turbomachine 1, à la sortie des tubes d'éjection 21 en fonction de conditions d'écoulement d'air, telles que le débit massique et la pression, et du nombre de tubes d'éjection 21, requis par des contraintes acoustiques.

Dans un mode de réalisation préféré, représenté sur la figure 2, ledit conduit de distribution 23 correspond à un anneau creux continu 23A permettant une circulation de fluide le long de toute la courbe fermée formant cet anneau 23A, c'est-à-dire tout au tour de la paroi 20. Ce mode de réalisation préféré permet de relier ensemble tous les conduits d'alimentation 26 et tous les tubes d'éjection 21 du dispositif 17, ce qui permet d'optimiser les caractéristiques et avantages précités de l'invention. En outre, dans un mode de réalisation particulier, comme représenté sur la figure 3, ledit conduit de distribution 23 peut comprendre un nombre (limité) de tronçons d'anneau 23B1, 23B2 creux séparés, par exemple deux ou trois tronçons, qui sont agencés successivement dans le prolongement les uns des autres le long de la périphérie de la paroi 20 transversalement à l'axe longitudinal X-X. Ce mode de réalisation permet d'adapter le conduit de distribution 23 (non complètement continu) à la configuration de la paroi à laquelle il est destiné, par exemple en étant divisé en deux tronçons, en particulier lorsqu'il est prévu dans la paroi externe 13 (capot externe de la nacelle 4) notamment pour permettre la suspension de la nacelle 4 et l'ouverture de trappes du capot. Par ailleurs, dans un premier mode de réalisation, chacun desdits conduits d'alimentation 26 comprend un conduit 26A (ou diffuseur) qui présente une section transversale croissante dans le sens d'écoulement du fluide, comme représenté schématiquement sur les figures 2 et 3. En outre, dans un second mode de réalisation, chacun desdits conduits d'alimentation 26 comprend un conduit 26B qui présente une section transversale constante, comme représenté schématiquement sur les figures 4 et 5. Le choix entre ces deux modes de réalisation peut être effectué en fonction notamment du débit massique requis et de l'espace disponible.

Dans un mode de réalisation particulier, lesdits conduits d'alimentation 26 qui sont aptes à prélever du fluide circulant dans la nacelle 4, peuvent être agencés au niveau de la soufflante 8 de l'ensemble turbomachine 1, qui représente un bon compromis entre la performance et les contraintes d'installation, l'écoulement présentant un débit massique élevé et taux de compression faible. Lesdits conduits d'alimentation 26 peuvent également être agencés dans la zone de compression du générateur 7 de l'ensemble turbomachine 1. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 peut être intégré, avec des modifications limitées, dans la veine secondaire d'un inverseur de poussée de l'ensemble turbomachine 1. Le dispositif 17 permet ainsi de distribuer le fluide (air), prélevé sur l'ensemble turbomachine 1 (dans la soufflante 8 ou dans la zone de compression notamment) avec un nombre adéquat d'entrées 27 de fluide, à différents tubes d'éjection 21 (avec une forme et nombre adaptés), en réduisant les pertes de pression et en assurant le débit massique et la pression d'écoulement nécessaires dans tout le dispositif 17. La taille et la forme du conduit annulaire 23 peuvent être adaptées à l'agencement envisagé.

De plus, le dispositif 17 peut être agencé avec des modifications limitées de la structure et de l'allocation d'espace existant et présente un impact limité sur les performances (telles que des pertes de pression). Dans un mode de réalisation particulier, ledit conduit de distribution 23 du dispositif 17 est agencé de manière à entourer une face (externe ou interne) de la paroi au niveau de laquelle il est prévu. Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, ledit conduit de distribution 23 est agencé à l'intérieur d'une paroi 30 délimitée par des faces 29A et 29B, comme représenté très schématiquement par des exemples de réalisation 23C et 23D sur les figures 4 et 5.

Dans l'exemple de la figure 4, le conduit de distribution 23C, réalisé par exemple sous forme d'un caisson annulaire, est fixé sur le côté interne (c'est-à dire à l'intérieur de la paroi 30) de la face interne 29B. La paroi 30 comporte également, sur le côté interne (c'est-à dire à l'intérieur de la paroi 30) de sa face externe 29A, des raidisseurs usuels 31A, 31B et 31C. Dans une variante particulière de ce mode de réalisation préféré, représentée sur la figure 5, ledit conduit de distribution 23D est configuré pour constituer un élément de renforcement structurel de la paroi 30. Il est par exemple réalisé sous forme d'un caisson 29B, présentant une rigidité appropriée, qui est fixé à l'aide de moyens de fixation usuels 32 simultanément sur les côtés internes opposés des faces 29A et 29B de la paroi 30. Ainsi, avec un ajustement approprié, le conduit annulaire 23D peut être utilisé comme une partie structurelle et remplacer des raidisseurs, en particulier le raidisseur 31B de la figure 4 dans l'exemple de la figure 5. Dans ce cas, le conduit annulaire 23D est utilisé dans un but acoustique (réduction du bruit par le dispositif 17 comprenant ce conduit annulaire 23D), mais également comme partie structurelle. De plus, l'environnement de la nacelle 4 étant très contraint concernant l'espace disponible pour intégrer de nouveaux systèmes, le dispositif 17 présente l'avantage de pouvoir être installé avec une modification réduite de la nacelle 4. Le fonctionnement du dispositif 17 d'atténuation du niveau sonore de l'ensemble turbomachine 1, tel que décrit ci-dessus, qui est activé lors de la phase de décollage de l'aéronef 2, est le suivant : - du fluide est prélevé par les conduits d'alimentation 26, dont les entrées 27 sont agencées au niveau d'un écoulement de fluide (notamment d'air) de l'ensemble turbomachine 1 (par exemple à proximité de la soufflante 8 ou dans une zone de compression) ; - le fluide est amené par l'intermédiaire des conduits d'alimentation 26 dans le conduit de distribution 23 ; - ce dernier distribue ce fluide aux différents tubes d'éjection 21 qui l'éjectent à leurs sorties 28. Ces sorties 28 sont prévues au niveau de l'éjection d'un flux de gaz (générateur de bruit) afin de créer des interactions avec ce dernier permettant d'atténuer le bruit. L'activation ou la désactivation du dispositif 17 est gérée électroniquement par une unité centrale qui commande des actionneurs permettant d'ouvrir (pour l'activation) ou d'obturer (pour la désactivation) les entrées 27 des conduits d'alimentation 26.

Claims (8)

1. REVENDICATIONS1. Ensemble turbomachine d'aéronef comprenant au moins une paroi (20, 30) centrée autour d'un axe longitudinal (X-X) de l'ensemble turbomachine (1), la paroi (20, 30) comportant une première face (29B) entourant un flux de gaz (10, 11) qui est éjecté à une extrémité aval de la paroi (20, 30), l'ensemble turbomachine (1) comportant au moins un dispositif (17) d'atténuation de bruit, ledit dispositif (17) comprenant une pluralité de tubes d'éjection (21) répartis à la périphérie de l'extrémité aval de la paroi (20, 30), lesdits tubes d'éjection (21) comprenant le long de l'axe longitudinal (X-X) une première extrémité (24) et une seconde extrémité (28) et étant aptes à éjecter à leur seconde extrémité (28) des jets de fluide (18, 19) destinés à interagir avec le flux de gaz (10, 11) éjecté, caractérisé en ce que ledit dispositif (17) comprend, de plus : - un conduit d'alimentation de fluide (26) comportant, le long de l'axe longitudinal (X-X), une entrée de fluide (27) agencée au niveau de la première face (29B) de la paroi (20, 30) et une sortie de fluide (25) ; et - un conduit de distribution (23), le conduit de distribution (23) étant de forme annulaire, étant agencé au niveau de ladite paroi (20, 30), s'étendant transversalement à l'axe longitudinal (X-X) et étant relié par une connexion fluidique, d'une part, à la première extrémité (24) desdits tubes d'éjection (21) et, d'autre part, à la sortie de fluide (25) du au moins un conduit d'alimentation de fluide (26) de manière à créer une voie de circulation de fluide à partir de l'entrée de fluide (27) du au moins un conduit d'alimentation de fluide (26) jusqu'à la seconde extrémité (28) des tubes d'éjection (21) via successivement ledit au moins un conduit d'alimentation de fluide (26), ledit conduit de distribution (23) et lesdits tubes d'éjection (21).
2. 2. Ensemble turbomachine selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins un conduit d'alimentation de fluide (26) comprend un conduit (26B) à section transversale constante.
3. 3. Ensemble turbomachine selon l'une des revendications 1 et 2,caractérisé en ce qu'au moins un conduit d'alimentation de fluide (26) comprend un conduit (26A) à section transversale croissante selon une direction (100) d'écoulement de fluide dans l'ensemble turbomachine (1).
4. 4. Ensemble turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit conduit de distribution (23) correspond à un anneau continu (23A), l'anneau continu (23A) formant une courbe fermée et étant fixé à la paroi (20) transversalement à l'axe longitudinal (X-X).
5. 5. Ensemble turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit conduit de distribution (23) comprend plusieurs tronçons d'anneau (23B1, 23B2) séparés, les tronçons d'anneau (23B1, 23B2) étant fixés à la paroi (20) et étant agencés successivement dans le prolongement les uns des autres le long de la périphérie de la paroi (20) transversalement à l'axe longitudinal (X-X).
6. 6. Ensemble turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit conduit de distribution (23) est agencé de manière à entourer une seconde face de ladite paroi (20, 30).
7. 7. Ensemble turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit conduit de distribution (23) est agencé entre la première face (29A) et une seconde face (29B) de ladite paroi (30).
8. 8. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.