Brevet FR3164245A1 — publié le 20260109

L’invention concerne un carter (1) d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor d’une turbine s’étendant autour d’un axe longitudinal et comprenant une paroi radialement externe (4), une paroi d’extrémité aval (5) et plusieurs canaux (6a, 6b) répartis autour de l’axe longitudinal et reliés entre eux par la paroi d’extrémité aval (5), chaque canal formant un injecteur d’air s’étendant axialement depuis une ouverture d’entrée (7) débouchant par la paroi radialement externe jusqu’à une ouverture de sortie (8) débouchant par la paroi d’extrémité aval (5), chaque canal étant configuré pour guider un premier flux d’air depuis un espace annulaire de contournement d’une chambre de combustion jusqu’à une cavité de ventilation formée entre le disque et un flasque d’étanchéité, les canaux (6a, 6b) étant séparés deux à deux par un espace inter-canaux (11) formant une pluralité d’espaces inter-canaux (11) agencés circonférentiellement autour de l’axe longitudinal (X). Fig. 3. Carter d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor d’une turbine comprenant des espaces inter-canaux La présente invention concerne le domaine de la ventilation d’une turbine haute pression de turbomachine et plus particulièrement un carter d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor d’une telle turbine. Une turbomachine comprend une turbine haute-pression qui est positionnée en sortie d'une chambre de combustion pour récupérer de l'énergie du flux de gaz de combustion et ainsi entraîner en rotation, un compresseur haute-pression, disposé en amont de la chambre de combustion et alimentant cette dernière en air sous pression. Dans la suite, les termes « amont » et « aval » sont à prendre en considération par rapport au sens d’écoulement de l’air à l’intérieur de la turbine haute pression, ainsi qu’à l’intérieur du carter d’injection d’air de refroidissement. Typiquement, une turbine haute-pression comprend un disque de rotor, disposé en sortie d’une chambre de combustion et sur lequel sont montées des aubes de turbine, entraînées en rotation par un flux de gaz éjecté par cette chambre de combustion. Du fait des températures élevées atteintes par les gaz de combustion, le disque de rotor et les aubes de turbine qu'il porte, sont soumis à d'importantes contraintes thermiques pouvant induire des dilatations. Pour limiter l'impact négatif de ces contraintes thermiques sur la durée de vie des aubes de turbine, ces dernières sont munies de circuits internes de refroidissement qui comprennent des conduits parcourus par de l'air de ventilation prélevé en fond de chambre de combustion. Cet air de ventilation est généralement amené dans une cavité annulaire par des injecteurs d'air de ventilation répartis circonférentiellement autour de l'axe longitudinal de la turbomachine. Les injecteurs sont répartis autours d’un carter d’injection d’air de refroidissement, s’étendent radialement sous la chambre de combustion et sont fluidiquement raccordés à une cavité annulaire permettant d'acheminer de l'air de ventilation provenant du fond du compresseur vers la turbine. L'air de ventilation, sortant des injecteurs, pénètre dans la cavité annulaire située en amont du disque de rotor, en traversant des orifices formés dans un flasque d'étanchéité disposé en amont du disque de rotor. La cavité communique avec des circuits internes de refroidissement aménagés à l'intérieur des aubes de turbine. Les documents FR2943092 et WO2023047055 décrivent des exemples de turbines haute-pression et d’aubes. Une partie de l’air provenant de l’injecteur circule également jusqu’à une purge amont en traversant préalablement un joint d’étanchéité aval assurant l’étanchéité entre la pale et le flasque à l’endroit d’une partie externe de la turbine. Parallèlement, un flux d’air prélevé en aval du dernier étage du compresseur haute pression circule à travers un premier joint d’étanchéité amont puis à travers un deuxième joint d’étanchéité amont, positionné en aval du premier joint d’étanchéité amont, assurant l’étanchéité entre la pale et le flasque à l’endroit d’une partie interne de la turbine. Classiquement, les premier et deuxième joints amonts sont des joints à labyrinthes comprenant des léchettes fixées au rotor et un anneau en matériau abradable relié au carter et présentant une structure en nid d’abeilles. Ce flux d’air prélevé en aval du dernier étage du compresseur haute pression se mélange avec le flux d’air provenant des injecteurs pour ensuite ventiler la purge amont et les aubages. Les flux d’air sont injectés tangentiellement par rapport à l'axe longitudinal. La vitesse tangentielle de l’air circulant dans les circuits internes de la turbine est un paramètre primordial pour son refroidissement. Plus la vitesse du flux d’air injecté tangentiellement est proche de la vitesse de rotation du rotor, meilleur est le refroidissement. Le flux d’air sortant des injecteurs présente une vitesse tangentielle importante qui est égale, voir supérieure à la vitesse de rotation du rotor pour un même rayon. Cependant, le flux d’air provenant des premier et deuxième joints amonts présente, au contraire, une vitesse tangentielle faible et une température plus élevée. Cela a pour conséquence de diminuer l’efficacité de ce flux d’air pour refroidir la purge amont et les aubages. L’invention vise donc à résoudre au moins en partie ces inconvénients en proposant un carter d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor d’une turbine permettant de refroidir la purge amont et les aubages plus efficacement. L’invention concerne un carter d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor aubagé d’une turbine, notamment haute pression, de turbomachine. Le carter s’étend autour d’un axe longitudinal et comprend une paroi radialement externe, une paroi d’extrémité aval, et plusieurs canaux répartis circonférentiellement autour de l’axe longitudinal, chaque canal étant relié d’une part, en amont, à la paroi radialement externe et, d’autre part, en aval, à la paroi d’extrémité aval, chaque canal formant un injecteur d’air s’étendant axialement depuis une ouverture d’entrée débouchant à travers la paroi radialement externe jusqu’à une ouverture de sortie débouchant à travers la paroi d’extrémité aval, chaque canal étant configuré pour guider un premier flux d’air depuis un espace annulaire de contournement d’une chambre de combustion de la turbine jusqu’à une cavité de ventilation formée entre le disque de rotor et un flasque d’étanchéité positionné en amont du disque de rotor. Les canaux sont séparés circonférentiellement deux à deux par un espace inter-canaux. Les canaux délimitent ainsi une pluralité d’espaces inter-canaux agencés circonférentiellement autour de l’axe longitudinal, les espaces inter-canaux séparant chacun la paroi radialement extérieur de la paroi d’extrémité aval. L’invention fournit ainsi un carter d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor d’une turbine permettant de refroidir les aubages plus efficacement. L’espace inter-canaux permet à la portion d’air du deuxième flux d’air de contourner la sortie du canal et d’arriver avec une vitesse tangentielle élevée dans la cavité de purge de la turbine. La vitesse tangentielle de la portion d’air correspond à plus de 30%, voire 50% de la vitesse du rotor. La température de l’air destiné à refroidir les aubages est diminuée de l’ordre de 15°C par rapport aux solutions de l’art antérieur telles que décrites dans le document WO2023047055A. De plus, cette configuration de carter permet de supprimer une virole interne servant de raidisseur, s’étendant circonférentiellement et portant les canaux, entraînant ainsi un gain en masse. Cette solution permet également de minimiser le débit d’air prélevé à partir du compresseur haute pression afin d’améliorer la performance globale de la turbomachine. Cette configuration avec des espaces inter-canaux permet également d’alléger le carter. Dans certains modes de réalisation, chaque espace inter-canaux s’étend suivant une direction générale radiale, depuis une entrée radialement interne jusqu’à une sortie radialement externe, chaque espace inter-canaux étant configuré pour détourner une portion d’un deuxième flux d’air provenant d’un compresseur haute pression de la turbine et traversant l’entrée radialement interne et guider la portion du deuxième flux d’air depuis la sortie radialement externe jusqu’à une cavité de purge de la turbine. Dans certains modes de réalisation, les canaux sont chacun délimités par deux parois d’extrémité circonférentielle de canal opposées, une paroi radialement externe de canal et une paroi radialement interne de canal, opposée à la paroi radialement externe de canal, les parois d’extrémité circonférentielle de canal et les parois radialement interne et externe de canal s’étendant axialement depuis la paroi radialement externe jusqu’à une paroi aval, axialement opposée à la paroi d’extrémité aval. Dans certains modes de réalisation, chaque espace inter-canaux s’étend axialement depuis la paroi radialement externe jusqu’à la paroi aval et circonférentiellement depuis une première paroi d’extrémité circonférentielle d’un premier canal jusqu’à une deuxième paroi d’extrémité circonférentielle d’un deuxième canal, opposée à la première paroi d’extrémité circonférentielle. Dans certains modes de réalisation, le carter comprend une couronne d’extrémité aval délimitée axialement d’une part, en aval, par la paroi d’extrémité aval et, d’autre part, en amont, par la paroi aval, et radialement, d’une part à l’extérieur, par une paroi radialement externe de couronne et, d’autre part à l’extérieur, par une paroi radialement interne de couronne, opposée à la paroi radialement externe de couronne, chaque espace inter-canaux étant positionné entre la couronne d’extrémité aval et une bride s’étendant radialement vers l’axe longitudinal depuis une extrémité amont de la paroi radialement externe. Dans certains modes de réalisation, le carter comprend un premier élément abradable annulaire porté par une face radialement interne de la paroi radialement interne de couronne et destiné à coopérer avec au moins une première léchette du flasque d’étanchéité pour former un premier dispositif d’étanchéité. Dans certains modes de réalisation, le carter comprend un deuxième élément abradable annulaire porté par une face radialement externe de la paroi radialement externe de couronne et destiné à coopérer avec une deuxième léchette reliée à une partie radialement externe du flasque d’étanchéité pour former un deuxième dispositif d’étanchéité. Dans certains modes de réalisation, les premier et deuxième éléments abradables s’étendent radialement en saillie depuis la paroi d’extrémité aval. Dans certains modes de réalisation, chaque canal comprend un tronçon primaire s’étendant suivant l’axe longitudinal depuis l’ouverture d’entrée jusqu’à une portion incurvée, et un tronçon secondaire s’étendant depuis la portion incurvée jusqu’à l’ouverture de sortie, l’ouverture de sortie étant orientée de sorte à donner une orientation tangentielle à un flux d’air traversant cette ouverture de sortie. L’invention concerne également une turbine pour une turbomachine comprenant un carter tel que défini précédemment. Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d'exemples de réalisation du carter. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés. Les dessins annexés sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’exposé. Sur ces dessins, d’une figure à l’autre, des éléments (ou parties d’élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. FIG. 1 La FIG. 1 représente schématiquement une vue en coupe axiale d’une turbomachine conforme à l’invention ; FIG. 2 La FIG. 2 représente schématiquement une vue en coupe axiale d’une partie d’une turbine haute pression de la turbomachine comprenant un carter d’injection d’air de refroidissement, selon un mode de réalisation de l’invention ; FIG. 3 La FIG. 3 représente schématiquement une vue en perspective d’une portion angulaire du carter ; FIG. 4 La FIG. 4 représente schématiquement une vue de l’intérieur du carter de la FIG. 3 ; FIG. 5 La FIG. 5 représente schématiquement une vue de l’extérieur du carter de la FIG. 3 . Afin de rendre plus concret l’exposé, un exemple d’un carter 1 est décrit en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé que l'invention ne se limite pas à cet exemple. L'invention s'applique aux turbines 3, notamment haute-pression, d'une turbomachine à double corps, telles que la turbine haute-pression d'un turboréacteur 40 d'avion représenté sur la FIG. 1 . Le turboréacteur 40 s’étend autour d’un axe longitudinal X, correspondant à l’axe de révolution du turboréacteur 40 et à l’axe de rotation du rotor. Le turboréacteur 40 comporte de gauche à droite, c’est-à-dire de l’amont vers l’aval par référence au flux de gaz qui s’écoule en fonctionnement dans la turbomachine : une soufflante 37, un compresseur haute pression 38, une chambre de combustion 36, la turbine 3 haute pression et une turbine basse pression 3’. La turbine 3 haute pression est dotée d’aubes 39. De façon connue, la turbine 3 haute pression est positionnée en sortie de la chambre de combustion 36 pour récupérer de l'énergie d'un flux de gaz de combustion issu de cette chambre et entraîner en rotation le compresseur haute-pression 38 disposé en amont de la chambre et alimentant cette dernière en air sous pression. La turbine 3 comprend un disque de rotor 2 centré sur l’axe longitudinal X et qui est disposé en sortie de la chambre de combustion 36. Les aubes 39 de turbine sont montées sur le disque de rotor 2 et entraînées en rotation par le flux de gaz éjecté par cette chambre de combustion 36. La turbine 3 comprend également un flasque d'étanchéité 10 qui est centré sur l'axe longitudinal X et disposé en amont du disque de rotor 2. Ce flasque d'étanchéité 10 est mobile en rotation et tourne avec le disque de rotor 2. Par ailleurs, le flasque d'étanchéité 10 délimite avec le disque de rotor 2 une cavité de ventilation 9 annulaire destinée à recevoir de l'air de ventilation pour le diriger vers des circuits internes de refroidissement des aubes 39. A cet effet, des canaux 6a, 6b formant des injecteurs d'air de ventilation sont régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal X, suivant la direction circonférentielle. Les canaux 6a, 6b sont raccordés en amont à un espace annulaire 12 de contournement de la chambre de combustion 36, également appelé fond de chambre de combustion, pour acheminer l'air de ventilation du compresseur haute pression 38 vers la cavité de ventilation 9. L’espace annulaire 12 s’étend autour de la chambre de combustion 36. Comme représenté sur les figures 2 à 5, la turbine 3 comprend un carter 1 d’injection d’air de refroidissement de forme annulaire s’étendant autour de l’axe longitudinal X et comprenant une paroi radialement externe 4 et une paroi d’extrémité aval 5. Le carter 1 est fixé au stator de la turbine 3. Le flasque d'étanchéité 10 est monté rotatif par rapport au stator. Le carter 1 est positionné entre l’espace annulaire 12 et le flasque d'étanchéité 10. La paroi radialement externe 4 a pour fonction de séparer l’espace annulaire 12 de contournement situé radialement sous la chambre de combustion 36 des cavités, telle la cavité de ventilation 9, destinée à refroidir les aubes 39. Chaque canal 6a, 6b s’étend axialement, c’est-à-dire globalement suivant la direction de l’axe longitudinal X depuis une ouverture d’entrée 7 positionnée à une extrémité amont 60 du carter 1 et débouchant par la paroi radialement externe 4, jusqu’à une ouverture de sortie 8 débouchant par la paroi d’extrémité aval 5. Une première portion 46 des canaux 6a, 6b est délimitée par deux parois d’extrémité circonférentielle 53a, 53b opposées, une paroi radialement externe de canal 25 et une paroi radialement interne de canal 26, opposée à la paroi radialement externe de canal 25. Les parois d’extrémité circonférentielle 53a, 53b et les parois radialement externe et interne de canal 25, 26 s’étendent axialement depuis une face interne 52 de la paroi radialement externe 4 jusqu’à une paroi aval 54, opposée à la paroi d’extrémité aval 5. Chaque canal 6a, 6b est traversé par un premier flux d’air D1 de ventilation provenant de l’espace annulaire 12 de contournement de la chambre de combustion 36 pour alimenter en air la cavité de ventilation 9. Plus précisément, l'air de ventilation sortant des canaux 6a, 6b pénètre dans la cavité de ventilation 9 en traversant des orifices 41 formés dans le flasque d'étanchéité 10. La cavité de ventilation 9 communique avec les circuits internes de refroidissement aménagés à l'intérieur des aubes 39. Chaque canal 6a, 6b comprend un tronçon primaire 27 s’étendant suivant l’axe longitudinal X depuis l’ouverture d’entrée 7 jusqu’à un coude 29, et un tronçon secondaire 28 s’étendant du coude 29 jusqu’à l’ouverture de sortie 8. Les canaux 6a, 6b sont inclinés comme décrit dans la demande WO2023047055. L’ouverture d’entrée 7 présente une section rectangulaire et un axe central parallèle à l’axe longitudinal X. L’ouverture de sortie 8 présente également une section rectangulaire. Le tronçon secondaire 28 présente une variation progressive de son orientation selon une direction tangentielle Y entre la section du coude 29 et la section de l’ouverture de sortie 8. Par « variation progressive d’orientation », on entend une variation de l’orientation d’un vecteur normal au centre d’une section du canal 6a, 6b et ayant pour origine le centre de ladite section. De préférence, la section de sortie de l’ouverture de sortie 8 de chaque canal 6a, 6b s’étend circonférentiellement et tangentiellement dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X. La direction tangentielle est perpendiculaire à l’axe longitudinal X et à la direction radiale Z. De plus, le coude 29 est avantageusement orienté de sorte que le flux d’air sortant de l’ouverture de sortie 8 circule tangentiellement dans le même sens que le sens de rotation du disque 2 de rotor qui lui fait face. Chaque canal 6a, 6b comprend un col (non représenté) formant une réduction de section. Le col correspond au point du canal 6a, 6b qui présente la plus faible section transversale. Le col s’étend depuis le coude 29 jusqu’à l’ouverture de sortie 8. Le col forme une section calibrante dans le sens où c’est cette section qui calibre le débit traversant les canaux 6a, 6b. Le col présente également une orientation selon une composante tangentielle par rapport à l’axe longitudinal X. Cela permet à l’air traversant les canaux 6a, 6b d’obtenir une vitesse tangentielle proche de la vitesse de rotation du rotor. Plus le col est incliné, plus la vitesse tangentielle est élevée. Le rapport de section entre l’ouverture de sortie 8 et le col est au minimum de 2. Le carter 1 comprend une couronne d’extrémité aval 30 positionnée à une extrémité aval 42 du carter 1. La couronne d’extrémité aval 30 est en porte-à- faux. La couronne d’extrémité aval 30 est délimitée axialement par la paroi d’extrémité aval 5 et la paroi aval 54, et radialement par une paroi radialement externe de couronne 33 et une paroi radialement interne de couronne 17, opposée à la paroi radialement externe de couronne 33. Une deuxième portion 47 des canaux 6a, 6b traverse la couronne d’extrémité aval 30. Les ouvertures de sortie 8 des canaux 6a, 6b débouchent à travers la paroi d’extrémité aval 5. La paroi d’extrémité aval 5 et la paroi aval 54 s’étendent radialement, c’est-à-dire suivant un plan radial comprenant la direction radiale Z qui est orthogonale à l’axe longitudinal X. Le carter 1 comprend une bride 32 s’étendant radialement depuis l’extrémité amont 60 et vers l’axe longitudinal X. La couronne d’extrémité aval 30 est positionnée à l’opposé de la bride 32. La paroi radialement externe de couronne 33 annulaire est placée radialement au-dessus de la deuxième portion 47 des canaux 6a, 6b et s’étend axialement sur une longueur équivalente à environ 1/3 de la longueur des canaux 6a, 6b, par exemple. La paroi radialement externe de couronne 33 s’étend axialement de la paroi d’extrémité aval 5 jusqu’à la paroi aval 54. La couronne d’extrémité aval 30 est traversée axialement par la deuxième portion 47 des canaux 6a, 6b qui comprend au moins une portion du col. Les canaux 6a, 6b circonférentiellement adjacents sont séparés deux à deux par un espace inter-canaux 11. L’espace inter-canaux 11 s’étend suivant une direction générale qui est la direction radiale Z, depuis une entrée radialement interne 55 jusqu’à une sortie radialement externe 56. L’espace inter-canaux 11 s’étend également circonférentiellement par rapport aux canaux 6a, 6b. L’espace inter-canaux 11 forme un passage pour guider une portion d’un deuxième flux d’air D2 provenant du compresseur haute pression 38 de la turbine 3 jusqu’à une cavité de purge de la turbine 3. L’espace inter-canaux 11 forme un passage d’air à travers lequel circule un flux d’air de ventilation détourné D2’ provenant du deuxième flux d’air D2. Le flux d’air de ventilation détourné D2’ circule suivant la direction circonférentielle. Les espaces inter-canaux 11 sont agencés circonférentiellement autour de l’axe longitudinal X de façon à former une couronne de ventilation 14 s’étendant circonférentiellement autour de l’axe longitudinal X. Les espaces inter-canaux 11 sont vides et forment chacun un canal non obstrué, guidant le flux d’air de ventilation détourné D2’. Chaque espace inter-canaux 11 s’étend axialement depuis la face interne 52 de la paroi radialement externe 4 jusqu’à la paroi aval 54 et circonférentiellement depuis une première paroi d’extrémité circonférentielle 53a d’un premier canal 6a jusqu’à une deuxième paroi d’extrémité circonférentielle 53b d’un deuxième canal 6b, opposée à la première paroi d’extrémité circonférentielle 53a. La largeur circonférentielle des espaces inter-canaux 11 est la plus grande possible tout en respectant une épaisseur des parois d’extrémité circonférentielle 53a, 53b suffisante. L’épaisseur des parois d’extrémité circonférentielle 53a, 53b séparant chaque espace inter-canaux 11 d’un canal 6a, 6b est d’au moins 0,5 mm. La longueur axiale des espaces inter-canaux 11 correspond sensiblement à la distance entre la paroi radialement externe 4 et la paroi aval 54. De préférence, il y a autant d’espaces inter-canaux 11 que de canaux 6a, 6b. Le nombre de canaux 6a, 6b doit être suffisant afin de délivrer un débit d’air nécessaire aux aubages pour les refroidir et de ne pas générer d’importantes hétérogénéités de pression en aval de la couronne d’extrémité aval 30. Les espaces inter-canaux 11 traversent radialement la couronne de ventilation 14 et les canaux 6a, 6b traversent axialement la couronne de ventilation 14 qui s’étend de la face interne 52 de la paroi radialement externe 4 jusqu’à la paroi aval 54. Chaque espace inter-canaux 11 s’étend depuis l’entrée radialement interne 55 qui est en communication fluidique avec le dernier étage du compresseur haute pression 38 de la turbine 3 jusqu’à la sortie radialement externe 56 qui est en communication fluidique avec la cavité de purge de la turbine 3. La couronne de ventilation 14 comprend une alternance d’espaces inter-canaux 11 et de premières portions de canaux 46. Le carter 1 comprend un premier élément abradable 16 annulaire porté par une face radialement interne 15 de la paroi radialement interne de couronne 17 et destiné à coopérer avec au moins une première léchette 19 du flasque d’étanchéité 10 pour former un premier dispositif d’étanchéité. Le premier dispositif d’étanchéité assure l’étanchéité entre la couronne d’extrémité aval 30 et la partie interne 22 du flasque d’étanchéité 10. Le carter 1 comprend un deuxième élément abradable 18 annulaire porté par une face radialement externe 23 de la paroi radialement externe de couronne 33 de la couronne d’extrémité aval 30 et destiné à coopérer avec une deuxième léchette 20 reliée à une partie externe 24 du flasque d’étanchéité 10 pour former un deuxième dispositif d’étanchéité. Le deuxième dispositif d’étanchéité assure une étanchéité entre la couronne d’extrémité aval 30 et la partie radialement externe 24 du flasque d’étanchéité 10. Les deuxièmes portions 47 des canaux 6a, 6b sont positionnées entre les premier et deuxième éléments abradables 16, 18. Les premier et deuxième éléments abradables 16, 18 longent la paroi d’extrémité aval 5 de la couronne d’extrémité aval 30. Les premier et deuxième dispositifs d’étanchéité sont des joints d'étanchéité à labyrinthe. Les premier et deuxième éléments abradables 16, 18 présentent une forme annulaire et sont formés en un matériau abradable, notamment en nid d’abeilles, venant en contact avec les léchettes 19, 20. Les premier et deuxième éléments abradables 16, 18 peuvent comprendre chacun un ou plusieurs étages. Les léchettes 19, 20 peuvent être droites ou inclinées et/ou étagées. Dans l’exemple des figures 2 à 5, le premier dispositif d’étanchéité comprend un premier élément abradable 16 comportant deux premières surfaces abradables 43 étagées, c’est-à-dire décalées l’une par rapport à l’autre suivant la direction radiale Z, coopérant chacune avec une première léchette 19 inclinée par rapport aux premières surfaces abradables 43. Les premières léchettes 19 sont supportées par un premier bras 45 relié à la partie interne 22 du flasque d’étanchéité 10. Le deuxième dispositif d’étanchéité comprend une seule deuxième surface abradable 44 en contact avec la deuxième léchette 20. La deuxième léchette 20 est droite, c’est-à-dire orthogonale par rapport à la deuxième surface abradable 44. La deuxième léchette 20 est supportée par un deuxième bras 48 relié à la partie externe 24 du flasque d’étanchéité 10. La turbine 3 comprend un troisième dispositif d’étanchéité comportant trois troisièmes léchettes 21 inclinées supportées par le deuxième bras 48 et coopérant avec un troisième élément abradable 51 supporté par la face interne 52 de la paroi radialement externe 4. Le troisième élément abradable 51 est étagé et comprend trois troisièmes surfaces abradables 50 décalées les unes par rapport aux autres suivant la direction radiale Z. Chaque troisième surface abradable 50 est en contact avec l’une des troisièmes léchettes 21 qui est inclinée par rapport à la troisième surface abradable 50. Le troisième dispositif d’étanchéité assure l’étanchéité entre la partie externe 24 du flasque d’étanchéité 10 et la paroi radialement externe 4 du carter 1. Dans un autre mode de réalisation, l’ensemble des dispositifs d’étanchéité peuvent être des joints à brosse. Ce qui suit décrit la circulation des flux d’air dans les circuits de ventilation de la turbine 3, quel que soit l’exemple présenté précédemment. Comme représenté sur la FIG. 2 , chaque canal 6a, 6b est traversé par le premier flux d’air D1 de ventilation provenant de l’espace annulaire 12 de contournement de la chambre de combustion 36. Le deuxième flux d’air D2 provenant du dernier étage du compresseur haute pression 38 de la turbine 3 se divise en deux flux d’air dont un flux d’air détourné D2’ traversant les espaces inter-canaux 11 et un troisième flux d’air D3 traversant le premier dispositif d’étanchéité formé par le premier élément abradable 16 et les deux premières léchettes 19. Le flux d’air détourné D2’ représente entre 95% et 80% du deuxième flux d’air D2, et de préférence 90%. Le troisième flux d’air D3 se mélange ensuite au premier flux d’air D1 pour former un flux d’air se divisant en un quatrième flux d’air D4 et en un cinquième flux d’air D5. Le cinquième flux d’air D5 représente entre 5% et 15% du flux d’air généré par le mélange du troisième flux d’air D3 et du premier flux d’air D1. Le quatrième flux d’air D4 traverse les orifices 41 formés dans le flasque d'étanchéité 10 pour pénétrer dans la cavité de ventilation 9. La cavité de ventilation 9 communique avec les circuits internes de refroidissement aménagés à l'intérieur des aubes 39. Le quatrième flux d’air D4 alimente donc en air les circuits internes de refroidissement des aubes 39. Le cinquième flux d’air D5 traverse ensuite le deuxième dispositif d’étanchéité formé par le deuxième élément abradable 18 et la deuxième léchette 20 pour se mélanger au flux d’air détourné D2’, générant un sixième flux d’air D6 alimentant la cavité de purge de la turbine 3 pour la refroidir. Le quatrième flux d’air D4 selon l’invention présente une vitesse tangentielle supérieure et une température inférieure à celles d’un flux d’air généré seulement par le mélange du deuxième flux d’air D2 et du premier flux d’air D1 selon l’art antérieur, conduisant à une température moins élevée de l’air refroidissant les aubes 39. L’efficacité de refroidissement du circuit de ventilation de la turbine 3 est donc améliorée. Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. Carter (1) d’injection d’air de refroidissement d’un disque de rotor (2) aubagé d’une turbine (3), notamment haute pression, de turbomachine, le carter (1) s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant une paroi radialement externe (4), une paroi d’extrémité aval (5), et plusieurs canaux (6a, 6b) répartis circonférentiellement autour de l’axe longitudinal (X), chaque canal (6a, 6b) étant relié d’une part, en amont, à la paroi radialement externe (4) et, d’autre part, en aval, à la paroi d’extrémité aval (5), chaque canal (6a, 6b) formant un injecteur d’air s’étendant axialement depuis une ouverture d’entrée (7) débouchant à travers la paroi radialement externe (4) jusqu’à une ouverture de sortie (8) débouchant à travers la paroi d’extrémité aval (5), chaque canal (6a, 6b) étant configuré pour guider un premier flux d’air (D1) depuis un espace annulaire (12) de contournement d’une chambre de combustion (36) de la turbine (3) jusqu’à une cavité de ventilation (9) formée entre le disque de rotor (2) et un flasque d’étanchéité (10) positionné en amont du disque de rotor (2), dans lequel les canaux (6a, 6b) sont séparés circonférentiellement deux à deux par un espace inter-canaux (11), les canaux (6a, 6b) délimitant une pluralité d’espaces inter-canaux (11) agencés circonférentiellement autour de l’axe longitudinal (X), les espaces inter-canaux (11) séparant chacun la paroi radialement extérieur (4) de la paroi d’extrémité aval (5). Carter (1) selon la revendication 1, dans lequel chaque espace inter-canaux (11) s’étend suivant une direction générale radiale, depuis une entrée radialement interne (55) jusqu’à une sortie radialement externe (56), chaque espace inter-canaux (11) étant configuré pour détourner une portion d’un deuxième flux d’air (D2) provenant d’un compresseur haute pression (38) de la turbine (3) et traversant l’entrée radialement interne (55) et guider la portion du deuxième flux d’air (D2) depuis la sortie radialement externe (56) jusqu’à une cavité de purge de la turbine (3). Carter (1) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les canaux (6a, 6b) sont chacun délimités par deux parois d’extrémité circonférentielle de canal (53a, 53b) opposées, une paroi radialement externe de canal (25) et une paroi radialement interne de canal (26), opposée à la paroi radialement externe de canal (25), les parois d’extrémité circonférentielle de canal (53a, 53b) et les parois radialement interne et externe de canal (25, 26) s’étendant axialement depuis la paroi radialement externe (4) jusqu’à une paroi aval (54), axialement opposée à la paroi d’extrémité aval (5). Carter (1) selon la revendication 3, dans lequel chaque espace inter-canaux (11) s’étend axialement depuis la paroi radialement externe (4) jusqu’à la paroi aval (54) et circonférentiellement depuis une première paroi d’extrémité circonférentielle (53a) d’un premier canal (6a) jusqu’à une deuxième paroi d’extrémité circonférentielle (53b) d’un deuxième canal (6b), opposée à la première paroi d’extrémité circonférentielle (53a). Carter (1) selon l'une quelconque des revendications 3 ou 4, comprenant une couronne d’extrémité aval (30) délimitée axialement d’une part, en aval, par la paroi d’extrémité aval (5) et, d’autre part, en amont, par la paroi aval (54), et radialement, d’une part à l’extérieur, par une paroi radialement externe de couronne (33) et, d’autre part à l’intérieur, par une paroi radialement interne de couronne (17), opposée à la paroi radialement externe de couronne (33), chaque espace inter-canaux (11) étant positionné entre la couronne d’extrémité aval (30) et une bride (32) qui s’étend radialement vers l’axe longitudinal (X) depuis une extrémité amont (60) de la paroi radialement externe (4). Carter (1) selon la revendication 5, comprenant un premier élément abradable (16) annulaire porté par une face radialement interne (15) de la paroi radialement interne de couronne (17) et destiné à coopérer avec au moins une première léchette (19) du flasque d’étanchéité (10) pour former un premier dispositif d’étanchéité. Carter (1) selon la revendication 6, comprenant un deuxième élément abradable (18) annulaire porté par une face radialement externe (23) de la paroi radialement externe de couronne (33) et destiné à coopérer avec une deuxième léchette (20) reliée à une partie radialement externe (24) du flasque d’étanchéité (10) pour former un deuxième dispositif d’étanchéité. Carter (1) selon la revendication 7, dans laquelle les premier et deuxième éléments abradables (16, 18) s’étendent radialement en saillie depuis la paroi d’extrémité aval (5). Carter (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel chaque canal (6a, 6b) comprend un tronçon primaire (27) s’étendant suivant l’axe longitudinal (X) depuis l’ouverture d’entrée (7) jusqu’à une portion incurvée (29), et un tronçon secondaire (28) s’étendant depuis la portion incurvée (29) jusqu’à l’ouverture de sortie (8), l’ouverture de sortie (8) étant orientée de sorte à donner une orientation tangentielle à un flux d’air traversant cette ouverture de sortie (8). Turbine (3) pour une turbomachine comprenant un carter (1) tel que défini selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.