AUBE DIRECTRICE DE SORTIE POUR TURBOMACHINE, COMPRENANT UN PASSAGE DE REFROIDISSEMENT DE LUBRIFIANT EQUIPE D'UNE MATRICE DE CONDUCTION THERMIQUE COMPRIMEE ENTRE LES PAROIS D'INTRADOS ET D'EXTRADOS

L'invention concerne une aube directrice agencée dans un flux d'air d'une soufflante (15) de turbomachine d'aéronef à double flux, la partie aérodynamique de l'aube comportant un passage intérieur (50a) de refroidissement de lubrifiant en partie délimité par une paroi d'intrados (70) et par une paroi d'extrados (72) de l'aube. Le passage est équipé d'une matrice de conduction thermique (80) comprimée entre les parois (70, 72) et séparant un premier espace de circulation de lubrifiant (81a) d'un second espace de circulation de lubrifiant (81b). De plus, la matrice (80) définit d'une part des premiers organes de contact de la paroi d'intrados (70) agencés dans le premier espace (81a) et entre lesquels le lubrifiant du premier espace est destiné à circuler, et d'autre part des seconds organes de contact de la paroi d'extrados (72) agencés dans le second espace (81b) et entre lesquels le lubrifiant du second espace est destiné à circuler. A guide vane arranged in an air flow from a fan of an twin-spool aircraft engine, the aerodynamic part of the vane including an internal lubricant cooling passage partly delimited by an extrados wall and an extrados wall of the vane. The passage is equipped with a heat conduction matrix compressed between the walls and separating a first lubricant circulation space from a second lubricant circulation space. Furthermore, the matrix defines firstly first contact elements of the intrados wall formed in the first space and between which the lubricant from the first space will circulate, and secondly second contact elements of the extrados wall formed in the second space and between which the lubricant from the first space will circulate.