Brevet FR3164253A1 — publié le 20260109

L’invention concerne un module de turbomachine comprenant une chambre de combustion, annulaire, comportant au moins une paroi (12) délimitant au moins en partie une enceinte et au moins un dispositif de mesure (30) monté sur la paroi (12). Selon l’invention, le dispositif de mesure (30) comprend une sonde de température (31) montée sur une surface radialement externe (32) de la paroi (12) et un boîtier (33) de forme aérodynamique qui entoure au moins en partie la sonde de température (31), le boîtier (33) étant monté sur la paroi (12). Figure pour l’abrégé : Fig.4 MODULE DE TURBOMACHINE COMPRENANT UNE CHAMBRE DE COMBUSTION ET UN DISPOSITF DE MESURE DE PARAMETRE DE LA CHAMBRE DE COMBUSTION ET TURBOMACHINE CORRESPONDANTE Domaine technique de l’invention La présente invention concerne le domaine aéronautique. Elle vise en particulier, des moyens de mesure de certains paramètres d’une turbomachine d’aéronef. Arrière-plan technologique Les turbomachines, et en particulier les turbomachines pour aéronef, subissent une pluralité de tests et d’essais permettant de vérifier et de valider, d’une part, leur bon fonctionnement et, d’autre part, leur capacité à maintenir leur intégrité et leurs performances. La validation de ces tests et essais permet d’obtenir une certification autorisant leur mise en service. Il est en particulier réalisé lors de ces tests et essais des mesures de certains paramètres de flux aérodynamique, tels que la pression, la température et/ou l’accélération au moyen d’un dispositif de mesure. Il existe des zones dans la turbomachine où l’installation de dispositifs de mesure est difficile et où les mesures sont typiquement réalisées sur des machines d’essai. C’est le cas de la chambre de combustion qui comprend une paroi radialement externe qui est soumise à des contraintes mécaniques importantes, résultant des sollicitations thermiques, de pression et vibratoires importantes. Cela se traduit par des dilatations et déplacements différentiels importants entre cette paroi et un carter annulaire entourant la chambre. Le document FR3023584 décrit une sonde de mesure qui est solidaire de la paroi radialement externe de la chambre de combustion de sorte à mesurer la température de celle-ci. La sonde de mesure est fixée sur la paroi radialement externe au moyen de vis et traverse à cet effet au moins en partie un orifice ménagé dans la paroi radialement externe et débouchant dans la chambre de combustion. L’orifice peut être rebouché autour de la sonde de température avec un matériau adéquat. La sonde de mesure est reliée grâce à un câble à un bloc de raccordement électrique qui est fixé sur le carter annulaire lequel entoure la paroi radialement externe. Toutefois, le perçage de la paroi de la chambre de combustion peut entraîner d’une part, des perturbations des flux au sein de la chambre de combustion et d’autre part, un endommagement notable de la matière de la paroi radialement externe. Bien que l’orifice soit rebouché, la paroi de la chambre de combustion est endommagée et est inopérante en vol, d’où son emploi uniquement sur les turbomachines d’essai. Par ailleurs, avec un tel montage, seules des mesures de température sur une machine d’essai sont envisageables. Une autre solution consiste à employer des peintures dites thermiques qui peuvent changer de couleur et se figer lorsque la température maximale est atteinte. Ces peintures permettent de conserver l’intégrité physique de la chambre de combustion, mais sont inefficaces car celles-ci obligent un démontage total de la chambre de combustion de la turbomachine d’essai. Par ailleurs, les couleurs des peintures peuvent parfois être polluées par des particules fines dans la chambre de combustion et pourraient ne donner que la température maximale, ce qui n’est pas représentatif d’un cas réel de vol complet. Il existe par conséquent un besoin de résoudre tout ou partie des inconvénients précités. L’objectif de la présente invention est de fournir une solution simple, efficiente et économique qui permet de réaliser des mesures en continu d’une température de la chambre de combustion tout en conservant l’intégrité physique de celle-ci. Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un module de turbomachine comprenant une chambre de combustion, annulaire, comportant au moins une paroi délimitant au moins en partie une enceinte et au moins un dispositif de mesure monté sur la paroi, le dispositif de mesure comprenant une sonde de température montée sur une surface radialement externe de la paroi et un boîtier de forme aérodynamique qui entoure au moins en partie la sonde de température, le boîtier étant monté sur la paroi. Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, la sonde de température est installée à l’extérieur de la paroi et en particulier sur la surface externe de la paroi qui délimite une enceinte de mélange du carburant et du flux d’air de la chambre de combustion, ce qui permet de ne pas endommager la paroi de la chambre de combustion et de limiter les impacts sur les flux d’air circulant autour de la paroi de la chambre de combustion. Une telle configuration permet d’obtenir des mesures de températures en continu et notamment au niveau des zones les plus critiques (par exemple les zones où la paroi de la chambre de combustion est percée d’orifices ou trous) tout en préservant la santé matière de la paroi de la chambre de combustion. Cette solution peut alors être employée sur une turbomachine en condition de vol réel pour réaliser les mesures en continu et en direct sur la paroi de la chambre de combustion. Cela permet de garantir la sécurité des vols et d’améliorer la conception des pièces, en terme de durée de vie, destinées à équiper la chambre de combustion. Le module de turbomachine comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : - la sonde de température comprend un thermocouple. - le boîtier comprend une première partie et une deuxième partie qui sont distinctes et qui présentent une forme complémentaire. - la première partie est formée d’une seule pièce avec la paroi ou est fixée à l’aide d’une soudure ou d’une brasure, sur la paroi. - la deuxième partie est une pièce rapportée sur la paroi et qui est fixée sur la paroi radialement externe à l’aide d’une soudure ou d’une brasure. - la première partie et la deuxième partie sont fixées ensemble à l’aide d’une soudure ou d’une brasure. - au moins la deuxième partie comprend un matériau présentant une température de fusion inférieure à celle de la paroi. - la paroi comprend des trous de dilution qui sont disposés suivant une rangée circonférentielle par rapport à un axe central de la chambre de combustion, la sonde de température étant disposée à proximité des trous de dilution. - le boîtier comprend un orifice traversant une paroi du boîtier et par lequel traverse un câble d’alimentation électrique reliant la sonde de température à un bloc de raccordement électrique. - - le module comprend un carter annulaire entourant au moins en partie la paroi radialement externe et formant un canal avec la paroi radialement externe. L’invention concerne une turbomachine comprenant un module de turbomachine tel que susmentionné. L’invention concerne également un aéronef équipé d’une telle turbomachine. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels : - La FIG. 1 est une vue en coupe axiale d’un exemple de turbomachine à laquelle s’applique l’invention ; - La FIG. 2 représente un exemple de module de turbomachine comprenant une chambre de combustion et un dispositif de mesure monté sur la chambre de combustion selon l’invention ; - La FIG. 3 est une vue en perspective d’un exemple de dispositif de mesure monté sur une paroi radialement externe d’une chambre de combustion selon l’invention ; - La FIG. 4 est une vue partielle et en coupe d’un dispositif de mesure monté sur une paroi radialement externe d’une chambre de combustion selon l’invention ; et - La FIG. 5 représente de manière schématique un exemple de sonde de mesure d’un dispositif de mesure selon l’invention. Description détaillée de l’invention Dans la présente description, les éléments identiques ou sensiblement identiques et/ou avec les mêmes fonctions sont représentés par les mêmes références numériques. La FIG. 1 représente une turbomachine 1 destinée à être montée sur un aéronef. L’aéronef peut être un avion et peut comprendre un fuselage et des ailes qui s’étendent de part et d’autre du fuselage par rapport à l’axe du fuselage. Une ou plusieurs turbomachine(s) peu(ven)t être supporté(es) par une aile de l’aéronef. La turbomachine 1 peut être un turboréacteur (par exemple double flux et double corps) ou un turbopropulseur ou encore un turbomoteur. L’invention s’applique de manière générale à une turbomachine 1 qui comprend une soufflante ou une hélice, qui soit carénée ou non carénée. Sur la FIG. 1 , la turbomachine 1 présente un axe longitudinal X, qui est ici l’axe de rotation des rotors de la turbomachine. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont », « aval », « axial » et « axialement » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine. De même, les termes « radial », « radialement », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend sur cette figure et de manière générale, d’amont en aval, un ensemble de compresseur 2, une chambre de combustion 3 et un ensemble de turbine 4. La turbomachine est en particulier une turbomachine double flux et double corps. L’ensemble de compresseur 2 comprend ici un compresseur basse pression 2a et un compresseur haute pression 2b. L’ensemble de turbine 4 comprend ici une turbine basse pression 4a et une turbine haute pression 4b. Les rotors du compresseur basse pression 2a et de la turbine basse pression 4a sont reliés entre eux par un arbre basse pression de manière à former un corps basse pression. Les rotors du compresseur haute pression 2b et de la turbine haute pression 4b sont reliés par exemple entre eux par un arbre haute pression de manière à former un corps haute pression. De manière alternative, l’ensemble de compresseur 2 comprend un seul compresseur basse pression et l’ensemble de turbine 4 comprend une seule turbine basse pression. Leurs rotors sont reliés par un arbre basse pression. Une soufflante 5 ou hélice est montée en amont de l’ensemble de compresseur. Dans l’exemple représenté, la soufflante 5 comprend de manière avantageuse, mais non limitativement, des aubes de soufflante 6 qui sont entourées par exemple par un carter de soufflante 7. Ce dernier est avantageusement porté par une nacelle 8 centrée sur l’axe longitudinal X. Avantageusement, le flux d’air F entrant dans la turbomachine 1 est séparé en un flux primaire F1 circulant dans une veine primaire 9 et en un flux secondaire F2 circulant autour de la veine primaire 9. Le flux primaire F1 traverse l’ensemble de compresseur 2, la chambre de combustion 3 et l’ensemble de turbine 4. Dans l’exemple représenté, le flux secondaire circule dans une veine secondaire 10. Cette dernière est avantageusement disposée radialement à l’extérieur de la veine primaire 9 et est délimitée en partie par la nacelle 8. La FIG. 2 représente, suivant une coupe axiale, un exemple de module de la turbomachine qui comprend une chambre de combustion 3. De manière connue, une turbomachine est réalisée, lors de son montage final, par un assemblage de modules comportant des modules de compresseur, de la chambre de combustion, et de turbine qui sont assemblés les uns avec les autres. Chaque module comporte un élément fixe, ou stator, recevant un élément mobile en rotation, ou rotor, porteur d’aubes de compresseur ou de turbine selon que le module est un module de compresseur ou de turbine. Le stator est constitué par exemple d’un assemblage de carters tubulaires qui comportent pour leur fixation des brides annulaires assemblées les unes aux autres par boulonnage. La chambre de combustion 3 qui est disposée avantageusement en aval d’un diffuseur 11 de flux primaire, lequel est disposé en sortie de l’ensemble de compresseur 2. La chambre de combustion 3 est typiquement annulaire. Celle-ci comprend avantageusement, mais non limitativement, au moins une paroi qui délimite au moins en partie une enceinte 18. Un mélange d’air issu du flux primaire F1 et de carburant est brûlé par exemple dans l’enceinte 18. De préférence, la chambre de combustion 3 comprend une paroi radialement externe 12 et une paroi radialement interne 13 qui s’étendent suivant un axe central 14. L’axe central 14 est avantageusement incliné (par exemple entre 10°et 55°) par rapport à l’axe longitudinal X. La paroi radialement externe 12 et la paroi radialement interne 13 sont reliées en amont par une paroi de fond 15. Cette dernière comprend par exemple au moins une ouverture 16 par laquelle traverse un injecteur 17 de carburant qui débouche dans l’enceinte 18 que forment avantageusement, mais non limitativement, la paroi radialement externe 12 et la paroi radialement interne 13. La paroi de fond 15 comprend avantageusement, mais non limitativement, au moins une lumière 19 traversant la paroi de part et d’autre (suivant l’axe central 14) et permettant la circulation du flux primaire F1 vers l’enceinte 18. Avantageusement, mais non limitativement, au moins l’une de la paroi radialement externe 12 et de la paroi radialement interne 13 est reliée en aval à un carter statorique (non représenté) de la turbomachine. Le carter statorique peut être le carter d’une turbine basse pression. De manière avantageuse, mais non limitativement, la paroi radialement externe 12 comprend au moins un trou de refroidissement 20 qui traverse celle-ci de part et d’autre et de préférence transversalement. Suivant l’exemple de réalisation, plusieurs trous de refroidissement 20 sont ménagés dans la paroi radialement externe 12. Les trous de refroidissement 20 sont par exemple situés au niveau d’une partie intermédiaire 21 de la chambre de combustion. La chambre de combustion 3 est typiquement composée de deux ou trois parties. La chambre de combustion 3 comprend par exemple une partie primaire dans laquelle est inséré le mélange du flux primaire comprimé (environ 500°C) et de carburant sous pression venu du ou des injecteurs pour créer une combustion (où la température s’élève à près de 2500°C), la partie intermédiaire 21 dans laquelle un air de refroidissement, entrant dans la chambre de combustion 3 par le ou chaque trou de refroidissement 20, permet de refroidir les gaz de combustion à une température de l’ordre de 2000°C, et une partie de dilution 25 dans laquelle un air de dilution permet l’apport de l’air « froid » supplémentaire permettant d’une part, de refroidir les gaz de combustion à une température par exemple de 1200°C et d’autre part de stabiliser la température du gaz de combustion et la pression du gaz en sortie de la chambre de combustion 3, et d’éviter une surchauffe. Les trous de refroidissement 20 sont avantageusement disposés suivant au moins une rangée, au moins en partie circonférentiellement par rapport à l’axe central 14 de la chambre de combustion 3. L’air de refroidissement est injecté dans la chambre de carburant (en particulier dans l’enceinte 18) à travers le ou chaque trou de refroidissement 20. Avantageusement, mais non limitativement, ce ou ces trou(s) de refroidissement 20 est/sont également réalisé(s) dans la paroi radialement interne 13. L’air de refroidissement peut être issu du flux primaire. Comme cela est représenté sur la FIG. 2 , la turbomachine comprend un carter 22 qui est disposé avantageusement autour de la paroi radialement externe 12 et de la paroi radialement interne 13. Le carter 22 est disposé à distance de la paroi radialement externe 12 et de la paroi radialement interne 13. Le carter 22 définit, par exemple avec la paroi radialement externe 12 et la paroi radialement interne 13, un canal 23, annulaire, dans lequel circule au moins en partie le flux primaire issu du diffuseur 11. Le flux primaire pénètre de manière avantageuse dans la chambre de combustion 3 via le ou chaque trou de refroidissement 20. Le ou chaque trou de refroidissement 20 débouche à la fois dans le canal 23 et dans l’enceinte 18. De manière avantageuse, mais non limitativement, la paroi radialement externe 12 comprend au moins un trou de dilution 24 qui traverse celle-ci de part et d’autre et de préférence transversalement. Suivant l’exemple de réalisation, plusieurs trous de dilution 24 sont ménagés dans la paroi radialement externe 12, par exemple au niveau de la partie de dilution 25 de la chambre de combustion 3. Les trous de dilution 24 sont avantageusement disposés suivant au moins une rangée, au moins en partie circonférentiellement par rapport à l’axe central 14 de la chambre de combustion 3. L’air de dilution est injecté dans la chambre de carburant (en particulier dans l’enceinte 18) à travers le ou chaque trou de dilution 24. Avantageusement, mais non limitativement, ce ou ces trou(s) de dilution 24 est/sont également réalisé(s) dans la paroi radialement interne 13. L’air de dilution peut être issu du flux primaire qui circule par exemple dans le canal 23. La partie de dilution 25 est avantageusement agencée en aval de la partie intermédiaire 21. De manière avantageuse, la paroi radialement externe 12 (de la même manière que la paroi radialement interne), est réalisée dans un matériau choisi parmi un matériau métallique, un alliage métallique, un matériau céramique ou un matériau composite à matrice céramique, et tout autre matériau réfractaire. Le matériau des parois de la chambre de combustion 3 permet de résister aux températures élevées, telles que supérieures à 1200°C. Préférentiellement, le matériau de la paroi radialement externe 12 et/ou de la paroi radialement interne 13 comprend une céramique. La turbomachine comprend au moins un dispositif de mesure 30 de paramètres de la turbomachine 1. Ces paramètres relevés permettent de réaliser par exemple une cartographie des pressions, des températures, des accélérations, et/ou de la composition de flux, de fluides, etc. En référence à la FIG. 3 , le dispositif de mesure 30 comprend de préférence ici une sonde de température 31. Avantageusement, la sonde de température est montée sur une des parois radialement externe 12 et interne 13 de la chambre de combustion 3. De préférence, la sonde de température 31 est montée sur une surface radialement externe 32 de la paroi radialement externe 12. De la sorte, le dispositif de mesure 30 n’est pas installé à l’intérieur de l’enceinte 18 afin de ne pas perturber la combustion du flux primaire et du carburant et de ne pas endommager la paroi de la chambre de combustion 3. Avantageusement, le dispositif de mesure 30 comprend un boîtier 33 qui entoure ou enveloppe au moins en partie la sonde de température 31. Le boîtier 33 permet de la sorte de protéger la sonde de température 31 de l’environnement externe et notamment du flux primaire qui balaie le boîtier 33 de préférence dans le canal 23. Le boîtier 33 est de préférence monté au moins en partie sur la paroi radialement externe 12. La sonde de température 31 est avantageusement maintenue à l’intérieur du boitier 33 et au moins en partie par une paroi 34 du boîtier 33. En d’autres termes, ce boitier 33 est creux. La sonde de température 31 est de préférence montée serrée à l’intérieur du boîtier 33. Ce montage serré permet le maintien de la sonde de température par le boîtier 33, et en particulier le maintien des languettes décrites ultérieurement. Le boîtier 33 présente une forme aérodynamique qui n’entrave pas la circulation du flux primaire autour de la paroi radialement externe 12. Dans la présente invention, l’expression « forme aérodynamique » est toute forme qui ne perturbe pas ou très peu la circulation du flux primaire F1. Le profil aérodynamique peut comprend une section transversale de forme ovale ou oblongue, circulaire ou une forme ou profil de type NACA (dont les initiales signifient en anglais « National Advisory Committee for Aeronautics » pour Comité Consultatif National pour l'Aéronautique). Le flux primaire F1 retrouve sa position ou direction de circulation initiale rapidement après avoir rencontré le boîtier 33. La circulation du flux primaire F1 n’est pas perturbée non plus grâce aux petites dimensions du boîtier 33. A titre d’exemple, le boîtier 33 peut présenter une dimension telle une longueur ou un diamètre compris entre 2 et 3 cm. Les dimensions peuvent dépendre des dimensions de la chambre de combustion qui varient d’une turbomachine à l’autre. L’influence de l’intégration du boîtier 33 est alors négligeable par rapport à la quantité de flux primaire traversant le canal 23 et servant à refroidir la chambre de combustion 3. A cet effet et de manière avantageuse, le boîtier 33 présente une forme de révolution ayant un axe de révolution 35. L’axe de révolution 35 est sensiblement perpendiculaire à l’axe central 14 de la chambre de combustion 3. Le boîtier 33 comprend par exemple un fond 36 et une jupe 37 qui s’étend depuis le fond 36 suivant l’axe de révolution 35. Le fond 36 se présente par exemple sous la forme d’un disque dont le plan médian est perpendiculaire à l’axe de révolution 35. La jupe 37 présente par exemple une section circulaire centrée sur l’axe de révolution 35. Le boîtier 33 peut comprendre en outre une collerette 38 annulaire centrée sur l’axe de révolution. Avantageusement, la collerette 38 prolonge la jupe 37. En référence à la FIG. 4 , la collerette 38 délimite avantageusement une ouverture 39 débouchant à l’intérieur du boîtier 33 et en regard du fond 36. La collerette 38 est destinée à être fixée sur la paroi radialement externe 12 ou sur la paroi radialement interne 13 de la chambre de combustion 3. Le fond 36, la jupe 37 et la collerette 38 forment avantageusement la paroi 34 du boîtier 33. Cette forme du boîtier 33 aérodynamique permet de ne pas impacter la circulation du flux primaire dans la chambre de combustion 3. Bien entendu, le boîtier 33 pourrait présenter une autre forme tout en évitant un impact sur la circulation du flux primaire dans la chambre de combustion 3. Suivant un exemple de réalisation, le boîtier 33 est formé d’une seule pièce (venue de matière ou monolithique). La fixation du boîtier 33 (monolithique) est ici réalisée l’aide d’une soudure ou brasure sur la paroi radialement externe 12, par exemple au niveau de la collerette 38. Ce moyen de fixation permet de conserver l’intégrité physique de la paroi radialement externe 12 et est simple à mettre en œuvre. Avantageusement, lorsque la fixation est réalisée par brasage, le matériau de la paroi 34 du boîtier 33 présente une température de fusion inférieure à celle de la paroi radialement externe 12. Le matériau peut être une céramique ou un métal. Lors d’un soudage, les matériaux du boîtier 33 et de la paroi radialement externe 12 sont similaires (et présentent une température de fusion proche). Avantageusement, mais non limitativement, le boîtier 33 est formé d’une première partie 33a et d’une deuxième partie 33b. Cette configuration permet de faciliter le montage de la sonde de température 31 à l’intérieur du boîtier 33. Avantageusement, le boîtier 33 présente une hauteur H1 suivant l’axe de révolution 35 qui est mesurée entre la surface radialement externe 32 de la paroi radialement externe 12 (ou de la paroi radialement interne 13) et une face interne 40 du fond 36 du boîtier 33 (en situation d’installation). La hauteur H1 est avantageusement sensiblement égale (+/-10%) à une hauteur H2 de la sonde de température 31. Pour réaliser un montage serré, un ressort peut être avantageusement disposé entre le boîtier et la sonde de température 31. Suivant un mode de réalisation, la première partie 33a est formée d’une seule pièce (venue de matière ou monolithique) avec la paroi radialement externe 12 ou la paroi radialement interne 13. Cette configuration permet un gain dans la fabrication de la paroi de la chambre de combustion 3 et du boîtier 33, un gain dans le temps de montage du boîtier 33 et permet d’éviter de perturber la circulation du flux d’air autour de la première partie 33a du boîtier (il n’y a pas de rupture de ligne entre la surface radialement externe 32 et la surface externe de la première partie 33a du boîtier 33). Dans le cas du boîtier 33 en deux parties, la première partie 33a est réalisée par exemple dans le même matériau que celui de la paroi radialement externe 12. La paroi radialement externe 12 et la première partie 33a sont par exemple réalisées par un même procédé de fabrication additive. De préférence, mais non limitativement, ce procédé de fabrication additive peut être un procédé de fusion laser connu sous l’acronyme anglais SLM pour « Selective Laser Melting » permettant la fusion de poudre du matériau destiné à réaliser la seule pièce. La poudre peut être une poudre métallique ou une poudre en matériau réfractaire. Un tel procédé permet d’obtenir rapidement des formes complexes. Suivant une autre alternative, la paroi radialement externe 12 et la première partie 33a sont réalisées à partir d’un même procédé de fonderie ou de forgeage qui sont très économiques. Ces procédés de fabrication peuvent également être employés pour produire le boîtier 33 réalisé d’une seule pièce. Alternativement, la première partie 33a est une pièce rapportée qui est fixée sur la surface radialement externe 32 de la paroi radialement externe 12 (ou de la paroi radialement interne 13). La fixation peut être réalisée avec une soudure ou brasure. Comme dans le mode de réalisation du boîtier monolithique, avantageusement, lorsque la fixation est réalisée par brasage, le matériau de la première partie 33a présente une température de fusion inférieure à celle de la paroi radialement externe 12. Le matériau peut être une céramique ou un métal. Lors d’un soudage, les matériaux de la première partie 33a et de la paroi radialement externe 12 sont similaires. La première partie 33a est disposée de manière optionnelle en amont de la chambre de combustion 3 et préférentiellement à proximité ou dans une des zones critiques de la chambre de combustion 3. La partie intermédiaire 21 avec les trous de refroidissement 20 peut être considérée comme une zone critique car la température est élevée (environ 2000°C). La première partie 33a peut être disposée par exemple à une distance de l’axe d’un trou de refroidissement 20 comprise entre 1 et 15 cm. Alternativement, la première partie 33a (y compris la sonde de température 31) peut être installée en amont ou en aval de la partie intermédiaire 21, par exemple, à proximité des trous de refroidissement 20, de préférence à une distance ou rayon de l’axe d’un trou de refroidissement 20 compris entre 1 et 15 cm. Suivant encore une alternative, plusieurs sondes de température 31 avec leur boîtier 33 respectif peuvent être placées dans différentes zones de la paroi radialement externe 12 ou de la paroi radialement interne 13. La première partie 33a présente une bouche 41 qui est délimitée en partie par une bordure 42 de la paroi de la deuxième partie 33a. La bouche 41 est également délimitée par la surface radialement externe 32 en situation d’installation. La bouche 41 débouche avantageusement à l’intérieur de la deuxième partie 33b et la sonde de température 31 est installée via cette bouche 41. De manière avantageuse, la deuxième partie 33b permet de fermer le boîtier 33 pour le rendre hermétique afin de pas perturber les mesures par le flux primaire qui circule à l’extérieur du boîtier 33. En d’autres termes, la deuxième partie 33b est disposée avantageusement en aval de la première partie 33a. Par exemple, la deuxième partie 33b est une pièce rapportée qui est fixée sur la surface radialement externe de la paroi radialement externe 12. Nous entendons dans la présente description par l’expression « pièce rapportée », une pièce qui n’est pas fabriquée par un même procédé de fabrication qu’une autre pièce. Avantageusement, la deuxième partie 33b est réalisée dans un matériau qui présente une résistance aux températures élevées. Toutefois, le matériau de la deuxième partie 33b présente optionnellement une température de fusion qui est inférieure à celle du matériau de la paroi radialement externe 12. Un exemple de matériau de ce type est choisi parmi les matériaux réfractaires ou les matériaux métalliques capables de supporter des températures supérieures à celles régnant dans la chambre de combustion 3. La fixation de la deuxième partie 33b sur la paroi radialement externe 12 peut être réalisée à l’aide d’une brasure ou d’une soudure. L’intégrité physique de la paroi radialement externe 12 est de la sorte conservée. La deuxième partie 33b présente avantageusement une forme semblable et/ou complémentaire à celle de la première partie 33a. Cela permet de faciliter le montage des deux parties notamment lorsque celles-ci sont toutes deux des pièces rapportées. Les première et deuxième parties 33a, 33b sont fixées ensemble par exemple au moyen d’une soudure ou d’une brasure. Suivant le présent mode de réalisation illustré, la première partie 33a et la deuxième partie 33b présentent chacune une section transversale semi-circulaire, notamment au niveau des portions de jupe 37, qui n’est pas limitative. Les première et deuxième parties sont assemblées au niveau des bordures 42 respectives qui sont définies dans un plan comprenant l’axe de révolution 35 par exemple. La forme arrondie du boîtier 33 permettrait de monter la sonde de température 31 de manière serrée à l’intérieur du boîtier 33. De manière alternative, un ressort (non représenté) permettrait de faciliter le montage serré de la sonde de température. Le ressort prendrait appui sur la jupe 37 du boîtier 33 et une portion de la sonde de température 31 comme cela est expliqué précédemment. Lors du montage, la sonde de température 31 est glissée dans la première partie 33a qui est solidarisée (venue de matière ou par soudage ou brasage) à la paroi radialement externe 12, via la bouche 41 de celle-ci. La deuxième partie 33b est ensuite assemblée avec la première partie 33a puis solidarisée à la paroi radialement externe 12 pour enfermer la sonde de température 31. La deuxième partie 33b vient alors plaquer la sonde de température 31 contre la paroi radialement externe 12. Avantageusement, le boîtier 33 comprend un orifice 43 traversant sa paroi 34 de part et d’autre. L’orifice 43 débouche ainsi à l’intérieur du boîtier 33. De préférence, l’orifice 43 est ménagé sur la deuxième partie 33b du boîtier 33 de sorte à ne pas perturber la circulation du flux primaire dans le canal 23. L’orifice 43 permet le passage d’un câble d’alimentation électrique 44 (visible sur la FIG. 2 ) reliant la sonde de température 31 à un bloc de raccordement électrique 45. Le câble d’alimentation électrique 44 peut comprendre avantageusement une gaine réalisée dans un matériau tel le tungstène qui permet de résister aux températures élevées. Suivant un exemple de réalisation et comme cela est représenté sur la FIG. 2 , le bloc de raccordement électrique 45 est monté sur le carter 22. Le bloc de raccordement 45 est fixé de manière amovible sur une surface radialement interne 46 du carter 22 au moyen par exemple d’organes de fixation (non représentés). Ces derniers peuvent comprendre des vis ou d’autres éléments filetés par exemple permettant un montage et démontage aisés. La FIG. 5 illustre un exemple de sonde de température 31. Cette dernière comprend par exemple un thermocouple apte à mesurer la température de la paroi de la chambre de combustion 3. Le thermocouple est une solution qui, d’une part, permet de résister aux températures très élevées (ce qui est le cas des températures qui règnent dans la chambre de combustion 3) et qui, d’autre part, est simple à réaliser, à mettre en œuvre et est économique. Dans cet exemple de réalisation, la sonde de température 31 comprend un premier élément électrique 47 et un deuxième élément électrique 48 qui sont reliés à une de leur extrémité par une jonction 50. Chaque premier élément électrique 47 et deuxième élément électrique 48 comprend une extrémité libre qui est plaquée contre la paroi radialement externe 12, et en particulier contre la surface radialement externe 32. La paroi 34 du boîtier 33 permet de plaquer les éléments 47, 48 sur la paroi radialement externe 12. De manière optionnelle, les premier et deuxième éléments électriques 47, 48 sont disposés l’un à côté de l’autre. Un troisième élément électrique 49 est relié à une de ses extrémités à la jonction 50. Le premier élément électrique 47 est réalisé dans un matériau qui est différent de celui du deuxième élément électrique 48. Les matériaux des premier et deuxième éléments électriques comprennent par exemple un matériau métallique ou un alliage métallique. Le thermocouple peut comprendre des premier élément électrique 47 et deuxième élément électrique 28 dont les matériaux comprennent les couples suivants : cuivre/Constantan®, fer/ Constantan®, chrome/Alumel®, Nicrosil®/Nisil®, platine rhodié/platine, platine rhodié 30%/platine rhodié 6%, tungstène/rhénium. A titre d’exemple préférentiel, le premier matériau électrique est réalisé en cuivre, platine, platine rhodié 6% ou rhénium et le deuxième matériau électrique est réalisé en constantan, platine rhodié, platine rhodié 30% ou en tungstène. Le thermocouple, dont les premier et deuxième éléments électriques 47, 48 sont réalisés avec le couple de matériaux rhénium – tungstène, peut résister à des températures supérieures par exemple à 2500°C. Avantageusement, le premier élément électrique 47 présente une résistance électrique qui est différente de celle du deuxième élément électrique 48. La jonction 50 est avantageusement fixée sur la surface radialement externe 32 de la paroi radialement externe 12 (ou de la paroi radialement interne 13) dont la température doit être mesurée par exemple par une soudure ou brasure. La jonction 50 forme alors une soudure chaude car elle est en contact avec la paroi radialement externe 12 ou interne 13 de la chambre de combustion 3. Avantageusement, la jonction 50 est protégée dans un corps 51 réalisé dans un matériau métallique ou un matériau réfractaire tel une céramique ultra réfractaire ou un métal réfractaire ou un matériau composite ou un matériau similaire à celui de la paroi radialement externe 12 (ou paroi radialement interne 13) de la chambre de combustion. A l’inverse, le troisième élément électrique 49 présente une autre extrémité qui est fixée par exemple à l’aide d’une soudure ou brasure. Cette fixation est dénommée soudure froide par exemple. Avantageusement, le troisième élément électrique 49 est fixé à une sonde dans une zone dont la température est connue et considérée plus froide. Le thermocouple s’appuie sur le niveau de tension électrique généré par le changement de température entre la soudure chaude (située dans l’environnement chaud à mesurer) et la soudure froide (située dans un environnement froid où la température est connue). Lorsque la soudure chaude est exposée à la chaleur, les variations de températures vont exciter les électrons à l’intérieur de chaque premier et deuxième éléments électriques 47, 48, qui vont alors se diriger à des vitesses différentes vers la zone froide de chaque premier et deuxième élément électrique 47, 48. Ces électrons vont alors générer un courant dans chacun des premier et deuxième éléments électriques 47, 48. Cet écart de potentiel entre les deux matériaux des premier et deuxième éléments électriques 47, 48 permet alors de mesurer les écarts de température avec la source froide, dont la température est connue. Il s’agit de l’effet Seebeck. Ainsi, une telle sonde de température est robuste et permet d’obtenir de manière efficiente et en continu les données de température de la paroi de la chambre de combustion 3 pendant son fonctionnement lors d’un vol d’un aéronef. Ces mesures obtenues par la sonde de température 31 montée à l’extérieur de la paroi (radialement interne ou externe) de la chambre de combustion 3 permet de garantir la sécurité des vols. Module de turbomachine comprenant une chambre de combustion (3), annulaire, comportant au moins une paroi (12, 13) délimitant au moins en partie une enceinte (18) et au moins un dispositif de mesure (30) monté sur la paroi (12, 13), caractérisé en ce que le dispositif de mesure (30) comprend une sonde de température (31) montée sur une surface radialement externe (32) de la paroi (12, 13) et un boîtier (33) de forme aérodynamique qui entoure au moins en partie la sonde de température (31), le boîtier (33) étant monté sur la paroi (12, 13). Module de turbomachine selon la revendication 1, caractérisé en ce que la sonde de température (31) comprend un thermocouple. Module de turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le boîtier (33) comprend une première partie (33a) et une deuxième partie (33b) qui sont distinctes et qui présentent une forme complémentaire. Module de turbomachine selon la revendication 3, caractérisé en ce que la première partie (33a) est formée d’une seule pièce avec la paroi (12, 13) ou est fixée à l’aide d’une soudure ou d’une brasure, sur la paroi (12, 13). Module de turbomachine selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que la deuxième partie (33b) est une pièce rapportée sur la paroi (12, 13) et qui est fixée sur la paroi (12, 13) à l’aide d’une soudure ou d’une brasure. Module de turbomachine selon l’une des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que la première partie (33a) et la deuxième partie (33b) sont fixées ensemble à l’aide d’une soudure ou d’une brasure. Module de turbomachine selon l’une des revendications 3 à 5, caractérisé en ce qu’au moins la deuxième partie (33b) comprend un matériau présentant une température de fusion inférieure à celle de la paroi (12, 13). Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la paroi (12, 13) comprend des trous de dilution (24) qui sont disposés suivant une rangée circonférentielle par rapport à un axe central (14) de la chambre de combustion (3), la sonde de température (31) étant disposée à proximité des trous de dilution (24). Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le boîtier (33) comprend un orifice (43) traversant une paroi (34) du boîtier (33) et par lequel traverse un câble d’alimentation électrique (44) reliant la sonde de température (31) à un bloc de raccordement électrique (45). Turbomachine (1) comprenant un module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes.