AUBE DIRECTRICE DE SORTIE POUR TURBOMACHINE D'AERONEF, COMPRENANT UNE ZONE COUDEE DE PASSAGE DE LUBRIFIANT PRESENTANT UNE CONCEPTION AMELIOREE

L'invention concerne une aube directrice (24) pour turbomachine d'aéronef à double flux, sa partie aérodynamique (34) comportant un premier passage intérieur (50a) de refroidissement de lubrifiant dans lequel sont agencés des moyens de transfert thermique ainsi qu'un second passage intérieur (50b) de refroidissement de lubrifiant dans lequel sont agencés des moyens de transfert thermique, la partie aérodynamique comprenant une zone soudée (54) reliant une extrémité de sortie de lubrifiant du premier passage intérieur (50a) à une extrémité d'entrée de lubrifiant du second passage (50b), la zone coudée s'étendant le long d'une génératrice courbe et étant en partie délimitée par la paroi d'intrados et par la paroi d'extrados de l'aube. Selon l'invention, la zone coudée (54) comprend un ou plusieurs guides de lubrifiant (84) agencés entre les paroi d'intrados et d'extrados de l'aube, et s'étendant chacun sensiblement parallèlement à la génératrice courbe de la zone coudée (54). The invention relates to a guide vane for a bypass aircraft turbomachine, its aerodynamic part comprising a first lubricant cooling interior passage in which heat transfer structures are arranged and a second lubricant cooling interior passage in which heat transfer structures are arranged, the aerodynamic part comprising a bent area connecting a lubricant output end of the first interior passage to a lubricant input end of the second passage, the bent area extending along a curved generatrix and being partly delimited by the intrados wall and the extrados wall of the vane. According to the invention, the bent area comprises one or more lubricant guide(s) arranged between the intrados and extrados walls of the vane, and each extending substantially parallel to the curved generatrix of the bent area.