Brevet FR3157468A1 — publié le 20250627

L’invention concerne une turbomachine d’aéronef, comprenant : - un premier module (14) comportant un compresseur (4) et un arbre (15) basse pression, - un deuxième module (16) comportant une turbine (8) et un arbre (17) basse pression, l’arbre comprenant une extrémité amont (17a) reliée à un rotor du compresseur, et - un dispositif de blocage (50) configuré pour immobiliser axialement l’arbre de turbine (17) par rapport à l’arbre de compresseur (15), dans laquelle l’extrémité amont (17a) de l’arbre de turbine (17) comporte un épaulement (150) s’étendant radialement vers l’intérieur, et le dispositif de blocage comporte : - une cale de serrage (80) agencée autour de l’extrémité amont (17a) de l’arbre de turbine (17), et en appui contre une saillie annulaire (60) du premier module (14), et - un système de blocage axial supplémentaire (90) configuré pour immobiliser axialement la cale de serrage (80) par rapport à l’arbre de turbine. Figure pour l'abrégé : Figure 4 TURBOMACHINE COMPRENANT PLUSIEURS MODULES ET UN DISPOSITIF DE BLOCAGE DE CES MODULES, ET PROCEDE DE MONTAGE CORRESPONDANT La présente invention concerne des solutions pour faciliter la modularité d’une turbomachine d’aéronef. Une turbomachine d’aéronef est souvent réalisée sous la forme d'un assemblage de modules qui peuvent chacun comporter des parties fixes et des parties mobiles. Un module est défini comme un sous-ensemble d'un moteur qui présente des caractéristiques géométriques au niveau de ses interfaces avec les modules adjacents suffisamment précises pour qu'il puisse être livré individuellement, et qui a subi un équilibrage distinct lorsqu'il comporte des parties tournantes. L'assemblage des modules permet de constituer un moteur complet, en réduisant au maximum les opérations d'équilibrage et d'appariement des pièces en interface. La modularité d'une turbomachine est un élément clé pour sa maintenance. En effet, lors d'une intervention, Il faut que les pièces soient accessibles facilement sans avoir à démonter un nombre important de parties du moteur. Dans la pratique, on essaye d'obtenir un découpage en quelques modules majeurs et mineurs. Par exemple, pour une turbomachine ayant une soufflante amont (les termes « amont » et « aval » s’apprécient par rapport à l’écoulement des gaz dans la turbomachine), celle-ci est configurée avec trois modules majeurs: un module majeur amont pour la partie avant comprenant la soufflante, un module majeur intermédiaire pour la partie intermédiaire comprenant le compresseur basse pression et le corps haute pression et un module majeur aval pour la partie arrière comprenant la turbine basse pression et l'arbre basse pression. Dans cet exemple précis, le corps basse pression est divisé en deux modules. Il est possible que le corps basse pression soit divisé également en trois modules avec le compresseur basse pression agencé de manière indépendante du reste du module majeur intermédiaire. De manière générale, le module majeur intermédiaire et le module majeur aval comprenant les organes du corps basse pression sont fixés l’un à l’autre grâce à un écrou qui est centré sur l’axe de la turbomachine et qui sert à serrer axialement l’arbre de compresseur basse pression et l’arbre de turbine basse pression. Lors d’une opération de maintenance, cet écrou doit être dévissé au moyen d’un outil qui est inséré dans la turbomachine le long de son axe longitudinal, et donc à l’intérieur de l’arbre basse pression. Cette maintenance est particulièrement difficile sur une turbomachine comprenant un réducteur dans la partie avant ou amont et éventuellement un système de changement de pas des aubes en amont. Le problème dans ce cas est l'accessibilité à l’écrou. Le réducteur est situé en amont de l’écrou et doit être partiellement démonté pour avoir accès à l’écrou. Par ailleurs, l’accès à l’écrou est réalisé avec des outils complexes depuis l’amont de la turbomachine pour éviter que ceux-ci présentent une longueur trop importante et pour avoir un diamètre acceptable. Les outils sont insérés à travers le planétaire interne du réducteur de vitesse qui présente cependant un diamètre interne généralement inférieur au diamètre de l’écrou (par exemple de l’ordre de 60 mm). En effet, il n’est généralement pas possible de démonter le réducteur de vitesse sans désassembler une grosse partie de la turbomachine incluant le module majeur aval. Cela implique d’une part, que le diamètre d’accès des outils soit inférieur à celui de l’écrou et d’autre part, que l’écrou soit prisonnier dans la turbomachine. L’augmentation du diamètre interne du planétaire interne pour être supérieur à celui de l’écrou et permettre le démontage de l’écrou serait pénalisante pour l’encombrement du réducteur et les performances générales de la turbomachine. Par ailleurs, les outils peuvent présenter des risques de mauvaises manipulations et d’endommagement de certains organes de la turbomachine qui sont situés à proximité de l’écrou. A cela s’ajoute le fait que l’écrou requiert aussi un fort couple de serrage (ordre de grandeur 2000 Nm). Avec un tel couple, une clé longue et de faible diamètre a pour inconvénient d’avoir un angle de torsion élevé et en conséquence une mauvaise précision pour trouver une position angulaire exacte nécessaire pour accéder à l’écrou, tout cela en aveugle. Afin d’améliorer leur rendement propulsif, les turbomachines tendent vers l’augmentation des taux de dilution, qui se traduit généralement par l’augmentation de la taille de la soufflante (diamètre et dimension axiale). Cela rend l’accès à l’écrou de l’arbre basse pression encore plus complexe par l’allongement de l’outil nécessaire pour y accéder. Par ailleurs, certaines turbomachines, comme c’est le cas des turbomachines à soufflante unique non carénée (aussi appelé USF, acronyme de l’anglais Unducted Single Fan), ont une longueur particulièrement importante et les modules des corps haute pression et basse pression présentent des diamètres internes très petits, ce qui complexifie voire rend impossible l’accès à l’écrou par l’outil. La présente invention propose une solution à au moins une partie des problèmes évoqués ci-dessus qui simplifie la modularité d’une turbomachine d’aéronef et qui ne pénalise pas le rendement de la turbomachine. À cet effet, l’invention concerne une turbomachine d’aéronef, la turbomachine ayant un axe longitudinal et comprenant : - un premier module comportant un compresseur basse pression et un arbre de compresseur basse pression qui est centré sur l’axe longitudinal, - un deuxième module comportant une turbine basse pression et un arbre de turbine basse pression qui est centré sur l’axe longitudinal, l’arbre de turbine basse pression comprenant une extrémité aval reliée à un rotor de la turbine basse pression et une extrémité amont reliée à un rotor du compresseur basse pression, et - un dispositif de blocage configuré de manière à immobiliser axialement l’arbre de turbine basse pression du deuxième module par rapport à l’arbre de compresseur basse pression du premier module. Selon l’invention, l’extrémité amont de l’arbre de turbine basse pression comporte un épaulement s’étendant radialement vers l’intérieur, et le dispositif de blocage comporte : - une cale de serrage centrée sur l’axe longitudinal, agencée autour de l’extrémité amont de l’arbre de turbine basse pression, et en appui contre une saillie annulaire du premier module, et - un système de blocage axial supplémentaire configuré pour immobiliser axialement la cale de serrage par rapport à l’arbre turbine basse pression. Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, la cale de serrage propose une alternative à l’augmentation du rayon d’implantation de l’écrou de l’art antérieur permettant l’accouplement entre l’arbre de compresseur basse pression et l’arbre de turbine basse pression. La cale de serrage permet de supprimer les filetages de l’écrou afin de s’affranchir de leur limitation de tenue mécanique. Le serrage par filetage est remplacé par un serrage par allongement, c’est-à-dire qu’un effort axial est appliqué sur l’arbre de turbine basse pression afin de l’allonger. En effet, la cale de serrage permet avantageusement de reprendre l’effort axial et l’effort de serrage du couple. Cette configuration permet de fournir un gain en modularité accru. L’agencement de la cale de serrage permet une immobilisation efficace entre les modules. Cela permet aussi de ramener au moins un outillage non encombrant à l’intérieur. Les modules de la turbine basse pression et du compresseur basse pression peuvent ainsi être démontés en un nombre réduit d’opérations par rapport aux autres modules et sans démonter les autres modules adjacents. La cale de serrage permet d’avoir un effort de serrage suffisant, même pour des petits diamètres d’arbre basse pression. Cette modularité s’inscrit dans une démarche de réduction de l’impact environnemental puisque que cela permet de réparer et contrôler uniquement les organes nécessaires et de réduire le temps d’immobilisation de la turbomachine. La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres selon toutes les combinaisons techniquement possibles : - le système de blocage axial supplémentaire comprend au moins une rangée annulaire de dents radiales ménagées sur la cale de serrage et configurées pour coopérer par crabotage avec une rangée annulaire de fentes radiales de l’arbre de turbine basse pression ; - l’arbre de compresseur basse pression comprend la saillie annulaire et la cale de serrage comporte une face aval en appui direct contre une face amont de la saillie annulaire ; - le dispositif de blocage axial comporte une cale de réglage arrangée axialement entre la cale de serrage et la saillie annulaire, la cale de serrage étant en appui contre la saillie annulaire du premier module via la cale de réglage ; - l’arbre de compresseur basse pression comprend la saillie annulaire, la cale de réglage comporte une face aval en appui contre une face amont de la saillie annulaire, et la cale de serrage comporte une face aval en appui contre une face amont de la cale de réglage ; - le dispositif de blocage comprend un système de blocage en rotation configuré pour bloquer la rotation de la cale de serrage ; - le système de blocage en rotation comprend : un premier anneau centré sur l’axe longitudinal et destiné à venir en appui contre une face annulaire radiale de la cale de serrage, le premier anneau comprenant une pluralité de dents radiales destinées à s’engager chacune dans une encoche radiale de l’arbre de turbine basse pression, et un deuxième anneau centré sur l’axe longitudinal et reçu dans une gorge annulaire de la cale de serrage, la gorge annulaire étant ménagée en amont de la face annulaire radiale ; - l’extrémité amont de l’arbre de turbine basse pression s’étend à l’intérieur de l’arbre de compresseur basse pression, la cale de serrage étant montée à l’intérieur de l’arbre de compresseur basse pression qui comprend l’épaulement ; - la turbomachine comprend une soufflante qui est reliée à un arbre de soufflante et qui est agencée en amont du premier module et du compresseur basse pression, un arbre basse pression entraînant en rotation l’arbre de soufflante par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse, l’arbre basse pression étant formé de la solidarisation de l’arbre de compresseur basse pression avec l’arbre de turbine basse pression ; - l’arbre de compresseur basse pression est relié à un arbre d’entrée du réducteur de vitesse. L’invention concerne également un procédé de montage d’une turbomachine d’aéronef selon l’invention et telle que décrite ci-dessus, le procédé comprenant les étapes de : - insertion d’un outil dans l’arbre de turbine basse pression de manière à positionner l’outil en appui contre l’épaulement de son extrémité amont ; - application d’une force de l’aval vers l’amont exercée par l’outil contre l’épaulement de l’extrémité amont ; - installation de la cale de serrage sur l’extrémité amont de l’arbre de turbine basse pression de l’amont vers l’aval ; - immobilisation axiale de la cale de serrage par rapport à l’arbre de turbine basse pression ; et - suppression de la force appliquée.. Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres selon toutes les combinaisons techniquement possibles : - le procédé comprend une étape de blocage en rotation de la cale de serrage avant la suppression de la force appliquée ; - le procédé comprend une étape d’insertion d’une cale de réglage supplémentaire en appui contre la saillie annulaire du premier module avant l’installation de la cale de serrage. La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la FIG. 1 est une demi vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef ; - la FIG. 2 est une vue agrandie schématique en section de la turbomachine de la FIG. 1 au niveau de la liaison entre un arbre de compresseur basse pression et un arbre de turbine basse pression selon la technique antérieure à l’invention ; - la FIG. 3 représente une vue schématique des efforts dimensionnant la liaison entre l’arbre de compresseur basse pression et l’arbre de turbine basse pression selon la technique antérieure à l’invention ; - la FIG. 4 est une vue agrandie schématique en section de la turbomachine de la FIG. 1 au niveau de la liaison entre un arbre de compresseur basse pression et un arbre de turbine basse pression selon un premier mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 5 est une vue schématique en perspective et en coupe axiale d’une cale de serrage de la liaison illustrée sur la FIG. 4 ; - la FIG. 6 est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de l’extrémité amont de l’arbre de turbine basse pression de la liaison illustrée sur la FIG. 4 ; - la FIG. 7 est une vue agrandie schématique en section de la turbomachine de la FIG. 1 au niveau de la liaison entre un arbre de compresseur basse pression et un arbre de turbine basse pression selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 8 est une vue schématique en perspective d’un dispositif d’anti-rotation installé sur la cale de serrage de la liaison de la FIG. 5 et l’arbre de turbine basse pression de la liaison illustrée sur la FIG. 4 ; - la FIG. 9 est une vue schématique en section du procédé de montage de la liaison de la FIG. 4 illustrant une étape d’application d’une force sur l’arbre de turbine basse pression ; - la FIG. 10 est une vue similaire à la FIG. 9 représentant une étape d’insertion de la cale de serrage de la FIG. 5 ; - la FIG. 11 est une vue similaire à la FIG. 9 représentant une étape de mise en butée axiale de la cale de serrage de la FIG. 5 ; - la FIG. 12 est une vue schématique en section du procédé de montage de la liaison de la FIG. 4 illustrant une étape de positionnement angulaire de la pièce intermédiaire de la FIG. 5 ; - la FIG. 13 est une vue schématique des efforts dimensionnant la liaison entre l’arbre de compresseur basse pression et l’arbre de turbine basse pression pendant l’application de la force selon l’invention ; - la FIG. 14 est une vue similaire à la FIG. 9 représentant une étape de verrouillage de la position de la cale de serrage ; et - la FIG. 15 est une vue similaire à la FIG. 12 illustrant une étape de suppression de la force exercée sur l’arbre de turbine basse pression. Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Sur les figures, les échelles et les proportions ne sont pas strictement respectées et ce, à des fins d’illustration et de clarté. Dans la description, les expressions « interne » ou « intérieur » et « externe » ou « extérieur » sont utilisées à titre non limitatif en référence à l'éloignement radial par rapport à l'axe longitudinal autour duquel s’étend la turbomachine, l'expression « interne » définissant une zone radialement plus proche de l'axe longitudinal de la nacelle, par opposition à l'expression « externe ». Par ailleurs, dans la description et les revendications, on adoptera à titre non limitatif la terminologie axial, radial et transversal en référence au trièdre A, R, T indiqué sur les figures, l’axe axial A étant parallèle à l’axe longitudinal de la turbomachine. On se réfère d’abord à la FIG. 1 qui illustre une turbomachine d’aéronef qui est ici une turbomachine 1 à soufflante unique non carénée (USF) bien que les aspects de l’invention ne soient pas limités à ce type particulier de turbomachine. La turbomachine présente un axe longitudinal noté C, qui est en général l’axe de rotation de ses rotors, autour duquel s'étendent ses différents composants. Elle comprend d’amont en aval : une soufflante 2, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 5, une chambre annulaire de combustion 6, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à une direction principale F de circulation des fluides à l'intérieur de la turbomachine, et ici suivant l’axe longitudinal C, c'est-à-dire de la gauche vers la droite en référence à la FIG. 1 . Le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 8 sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression 9 de manière à former un corps basse pression. Le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 7 sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression 10 de manière à former un corps haute pression. La turbomachine 1 est modulaire et comprend plusieurs modules assemblés/reliés les uns aux autres et qui permettent de faciliter la maintenance de celle-ci. Des arbres et/ou des interfaces permettent de réaliser ces liaisons. Un premier module 14 comporte le compresseur basse pression 4 et un arbre de compresseur basse pression 15. Un deuxième module 16 comporte la turbine basse pression 8 et un arbre de turbine basse pression 17 qui est centré sur l’axe longitudinal C. L’arbre de turbine basse pression 17 comprend, de manière avantageuse, une extrémité amont 17a reliée à un rotor du compresseur basse pression 4, et notamment à l’arbre de compresseur basse pression 15, et une extrémité aval reliée à un rotor de turbine basse pression 8. En fonctionnement, l’arbre de compresseur basse pression 15 est solidaire en rotation de l’arbre de turbine basse pression 17 pour former l’arbre basse pression 9. Un troisième module 18 ou module haute pression ou HP comprend le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 7 dont les rotors sont reliés par l’arbre haute pression 10 et forment le corps haute pression. Le troisième module 18 comprend également la chambre annulaire de combustion 6 qui est intercalée axialement entre le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 7. La turbomachine comporte en outre un module amont 11 qui comprend la soufflante 2 et un réducteur de vitesse 3. Ce dernier comprend un arbre d’entrée qui est centré sur l’axe longitudinal C. L’arbre d’entrée fait partie du module amont 11. La soufflante 2 comprend un arbre de soufflante 13 qui est entraîné en rotation par l’arbre basse pression 9 via le réducteur de vitesse 3. Le module amont 11 est monté en amont du premier module 14. L’arbre de compresseur basse pression 15 et l’arbre d’entrée 12 sont tous deux creux avantageusement. L’arbre basse pression 9 est également creux. L’arbre basse pression 9 s’étend au moins en partie à l’intérieur de l’arbre haute pression 10 et sont coaxiaux. Suivant cette configuration, le corps basse pression ou BP de la turbomachine 1 est divisé en trois modules. De manière alternative, le corps basse pression est divisé en deux modules avec le compresseur basse pression 4 faisant partie du premier module 14. La turbomachine 1 est en effet équipée d’un réducteur de vitesse 3 (connu sous l’acronyme anglais RGB) qui comprend de manière avantageuse un train d’engrenage épicycloïdal. Bien entendu, le réducteur de vitesse pourrait comprendre un engrenage de type planétaire. Un réducteur à train épicycloïdal comprend classiquement solaire (ou planétaire interne), une pluralité de satellites (qui sont des pignons), un porte-satellites et une couronne externe (ou planétaire externe). Le solaire est centré sur l’axe longitudinal C. La couronne externe est centrée sur l’axe longitudinal C et s’étend autour du solaire. Les satellites sont disposés entre le solaire et la couronne externe et sont portés par le porte-satellites. Les satellites sont chacun montés libre en rotation autour d’un axe de satellite à l'aide d'un palier et engrènent avec des dentures externes du solaire et des dentures internes de la couronne externe. Dans le cas présent, la couronne externe est immobile et fixée à un stator de la turbomachine qui est ici un carter d’entrée 24. Le solaire est mobile en rotation et accouplé à l’arbre d’entrée qui lui-même est relié à l’arbre basse pression 9. Le porte-satellites est également mobile en rotation et accouplé à l’arbre de soufflante 13. La soufflante 2 est donc entraînée en rotation par l’arbre basse pression 9 par l’intermédiaire du réducteur 3. Dans le cas d’un réducteur à engrenage de type planétaire, la couronne externe est solidaire en rotation de l’arbre de soufflante, le porte-satellites est solidaire d’une structure fixe telle que le carter d’entrée 24. Le réducteur 3 est agencé dans une enceinte de lubrification 25 qui s’étend autour de l’axe C et a donc une forme générale annulaire. A sa périphérie interne, l’enceinte 25 est délimitée par l’arbre de soufflante 13 et l’arbre d’entrée. A sa périphérie externe, l’enceinte 25 est délimitée avantageusement, mais non limitativement, par le carter d’entrée 24 qui s’étend autour du réducteur 3. A son extrémité amont, l’enceinte 25 est délimitée par un support de paliers par exemple qui est annulaire. Ce support a une périphérie externe qui est fixée au carter d’entrée 24 et une périphérie interne qui maintient des bagues de roulement de paliers à roulement, dont des bagues internes sont fixées à l’arbre de soufflante 13. Enfin, l’enceinte 25 est fermée à son extrémité aval par un capot annulaire qui est porté par le carter d’entrée 24 et dont la périphérie interne entoure de manière étanche l’arbre d’entrée. La turbomachine 1 comprend également : - un carter intermédiaire 34 qui est intercalé entre le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5, - un carter inter-turbine 35 qui est intercalé entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8, et - un carter d’échappement 36 qui est situé en aval de la turbine basse pression 8. Le compresseur basse pression 4 et le module haute pression 18 sont entourés par un carter annulaire 38 dont une extrémité amont comprend une bride annulaire 38a de fixation à une bride annulaire 24b du carter d’entrée 24, et dont une extrémité aval comprend une bride annulaire 38b de fixation à une bride annulaire 36a du carter d’échappement 36. Comme indiqué précédemment, des arbres et/ou des interfaces permettent de réaliser les liaisons entre plusieurs modules. Notamment, la turbomachine 1 comporte des moyens d’accouplement 40 configurés de manière à relier le premier module 14 et le deuxième module 16. En particulier, l’arbre de compresseur basse pression 15 est solidaire en rotation de l’arbre de turbine basse pression 17 et est également immobilisé axialement par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17. L’arbre de compresseur basse pression 15 est accouplé à l’arbre de turbine basse pression 17 grâce à des cannelures. Les moyens d’accouplement 40 sont formés par les cannelures. En particulier, l’arbre de turbine basse pression 17 s’étend au moins en partie à l’intérieur de l’arbre de compresseur basse pression 15. Ce dernier comprend une pluralité de cannelures internes 49 qui sont orientées suivant l’axe longitudinal. Ces cannelures internes 49 sont disposées sur une surface interne de l’arbre de compresseur basse pression 15 et régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal C. Celles-ci sont situées de manière avantageuse au niveau de l’extrémité aval 15b de l’arbre de compresseur basse pression 15. Ces cannelures internes 49 sont configurées pour s’engager avec des cannelures externes 50 correspondantes de l’arbre de turbine basse pression 17. Les cannelures externes 50 sont agencées sur une surface externe de l’arbre de turbine basse pression 17 et vers son extrémité amont 17a. Ces cannelures internes et externe 49, 50 permettent que l’arbre de turbine basse pression 17 entraîne en rotation l’arbre de compresseur basse pression 15 et la transmission du couple de rotation. Les moyens d’accouplement 40 comporte en outre un dispositif de blocage axial est configuré de manière à immobiliser axialement le deuxième module 16 par rapport au premier module 14. Plus précisément, le dispositif de blocage permet d’immobiliser l’arbre de turbine basse pression 17 par rapport à l’arbre de compresseur basse pression 15. Dans la technique actuelle et telle que représentée sur la FIG. 2 , un tel dispositif de blocage axial 50A comprend un écrou 52A qui est configuré de manière à immobiliser axialement l’arbre de compresseur basse pression 15 par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17 et à réaliser la reprise de la poussée axiale de la turbine basse pression. L’écrou 52A comprend un axe de révolution qui est coaxial à l’axe longitudinal C en situation d’installation. L’écrou 52A est vissé sur l’arbre de turbine basse pression 17 et est centré sur l’axe longitudinal C en situation d’installation. L’écrou 52A est disposé radialement entre l’arbre de compresseur basse pression 15 et l’arbre de turbine basse pression 17. L’écrou 52A comprend un filetage qui est vissé sur le deuxième module 16. Plus précisément, l’écrou 52A comprend un filetage interne 58A qui s’engage avec un filetage externe 59A de l’arbre de turbine basse pression 17. Le filetage externe 59A est situé à l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17, et plus précisément en amont des cannelures externes 50 de l’arbre de turbine basse pression 17. Le diamètre externe de l’écrou 52A est inférieur au diamètre interne de l’arbre de compresseur basse pression 15 et supérieur au diamètre externe de l’arbre de turbine basse pression 17. L’écrou 52A est engagé axialement depuis l’amont sur l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17 et est vissé jusqu’à être serré axialement contre une saillie annulaire 60 ou analogue de l’arbre basse pression du premier module 14. En particulier, l’arbre de compresseur basse pression 15 comprend cette saillie annulaire 60 qui s’étend radialement vers l’intérieur, c’est-à-dire vers l’axe longitudinale C. Dans le présent exemple, la saillie annulaire 60 est formée en amont des cannelures internes et externes 49, 50. L’écrou 52A comprend une face latérale aval 53A, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire amont 60a de la saillie 60. L’arbre de turbine basse pression 17 ne peut plus reculer vers l’aval de même que la turbine basse pression. En outre, la turbomachine 1 comporte avantageusement une cale de réglage 70, annulaire, arrangée entre la saillie annulaire 60 de l’arbre de compresseur basse pression 15 et un épaulement annulaire 72 de l’arbre de turbine basse pression 17. Dans le présent exemple, l’épaulement annulaire 72 est formé en amont des cannelures internes et externes 49, 50. La cale de réglage 70 comprend une face latérale amont 70a, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire aval 60b de la saillie 60 et une face latérale aval 70b, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire amont 72a l’épaulement annulaire 72. Cette cale de réglage 70 axiale permet avantageusement de contrôler ou choisir la position des différents éléments de la liaison. Ainsi, dans la technique actuelle, le montage de l’arbre basse pression dans la turbomachine comprend le passage de l’arbre de turbine basse pression 17, par l’aval, à l’intérieur du corps haute pression, puis l’assemblage de l’arbre de turbine basse pression 17 avec le reste du moteur par serrage de l’écrou 52A par l’amont grâce un outil dédié, l’écrou 52A étant passé par l’amont jusqu’à sa position sur l’arbre de le turbine basse pression. On comprend de cet arrangement que le diamètre maximum d’intégration des cannelures 50 de l’arbre de la turbine basse pression 17 est limité par la taille du corps haute pression, afin de permettre le montage de l’arbre basse pression dans le moteur. De même, à l’amont de ces cannelures 50, le diamètre d’intégration du filetage 58A de l’écrou 52A est limité par plusieurs éléments, notamment : le diamètre d’intégration des cannelures 50, la cale de réglage 70 et les décalages radiaux nécessaires à la fabrication et au montage des différents éléments. On comprend donc que tous ces points contraignent et limitent le diamètre possible pour l’intégration de cet écrou de serrage 52A. Or, les nouvelles générations de moteur vont avoir tendance, afin de gagner en consommation, à réduire au maximum la taille du corps haute pression, engendrant la nécessité de réduire le diamètre pour l’intégration des cannelures 49, 50, mais également de l’écrou 52A de cette liaison. Or, le diamètre d’implantation de cette liaison joue au premier ordre sur sa capacité mécanique à passer les charges. En effet, cet écrou et son effort de serrage doit vaincre les efforts aérodynamiques qui s’appliquent sur la turbine basse pression et sur le compresseur basse pression. La FIG. 3 illustre les efforts dimensionnant cette liaison. Les efforts aérodynamiques qui s’appliquent sur la turbine basse pression sont représentés par la flèche F1 et les efforts aérodynamiques qui s’appliquent sur le compresseur basse pression, opposés à ceux de la turbine basse pression, sont représentés par la flèche F2. L’effort de serrage de l’écrou pour vaincre les efforts axiaux extérieurs est quant à lui représenté par la flèche F3. Le principal problème que l’on cherche à résoudre est donc de pouvoir augmenter le diamètre d’intégration de cet écrou. C’est en effet le paramètre qui joue au premier ordre pour le dimensionnement des écrous. En effet, même si le nombre de filets en prise joue dans le dimensionnement de l’écrou puisque la charge se répartit sur les différents filets en prise au prix d’une augmentation de l’encombrement axial, il existe un palier car, à partir de 4 ou 5 filets en prise, il n’y a quasiment plus de diminution de l’effort dans le premier filet de l’écrou. L’invention propose une solution alternative à l’augmentation du diamètre de l’écrou. Ainsi, l’invention propose une solution pour faciliter la modularité de la turbomachine 1 grâce à un autre dispositif de serrage entre le premier module 14 et le deuxième module 16 et en particulier entre l’arbre du compresseur basse pression 15 du premier module 14 et l’arbre de turbine basse pression 17 du deuxième module 16. Les figures 4 à 6 et 8 à 14 illustrent un premier mode de réalisation de ce dispositif selon l’invention dans lequel les éléments déjà décrits dans ce qui précède sont désignés par les mêmes références. En particulier, la FIG. 4 est une vue agrandie schématique en section de la turbomachine de la FIG. 1 au niveau de la liaison entre l’arbre de compresseur basse pression 15 du premier module et l’arbre de turbine basse pression 17 du deuxième module selon l’invention. Les figures 5 et 6 représentent schématiquement des pièces de cette liaison et les figures 8 à 14 illustrent des étapes du procédé de montage de cette liaison qui sera décrit par la suite. La FIG. 12 illustre les efforts dimensionnant cette liaison. Tel que décrit précédemment, la turbomachine 1 comporte des moyens d’accouplement 40 configurés de manière à relier le premier module 14 et le deuxième module 16. En particulier, l’arbre de compresseur basse pression 15 est solidaire en rotation de l’arbre de turbine basse pression 17 et est également immobilisé axialement par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17. L’arbre de compresseur basse pression 15 est accouplé à l’arbre de turbine basse pression 17 grâce à des cannelures. Les moyens d’accouplement 40 sont formés par les cannelures. En particulier, l’arbre de turbine basse pression 17 s’étend au moins en partie à l’intérieur de l’arbre de compresseur basse pression 15. Ce dernier comprend une pluralité de cannelures internes 49 qui sont orientées suivant l’axe longitudinal. Ces cannelures internes 49 sont disposées sur une surface interne de l’arbre de compresseur basse pression 15 et régulièrement autour de l’axe longitudinal C. Celles-ci sont situées de manière avantageuse au niveau de l’extrémité aval 15b de l’arbre de compresseur basse pression 15. Ces cannelures internes 49 sont configurées pour s’engager avec des cannelures externes 50 correspondantes de l’arbre de turbine basse pression 17. Les cannelures externes 50 sont agencées sur une surface externe de l’arbre de turbine basse pression 17 et vers son extrémité amont 17a. Ces cannelures internes et externes 49, 50 permettent que l’arbre de turbine basse pression 17 entraîne en rotation l’arbre de compresseur basse pression 15 et la transmission du couple de rotation. Les moyens d’accouplement 40 comporte en outre avantageusement un dispositif de blocage axial est configuré de manière à immobiliser axialement le deuxième module 16 par rapport au premier module 14. Plus précisément, le dispositif de blocage permet d’immobiliser l’arbre de turbine basse pression 17 par rapport à l’arbre de compresseur basse pression 15. Selon l’invention et en référence à la FIG. 4 , un tel dispositif de blocage axial 50 comprend une cale de serrage 80 qui est configurée de manière à immobiliser axialement l’arbre de compresseur basse pression 15 par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17 et à réaliser la reprise de la poussée axiale de la turbine basse pression. La FIG. 5 est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de la cale de serrage 80 et la FIG. 6 est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de l’extrémité amont de l’arbre de turbine basse pression 17 de la liaison. La cale de serrage 80 comprend un axe de révolution qui est coaxial à l’axe longitudinal C en situation d’installation. La cale de serrage 80 est disposée radialement entre l’arbre de compresseur basse pression 15 et l’arbre de turbine basse pression 17. En outre, la cale de serrage 80 entoure au moins partiellement l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17. La cale de serrage 80 est arrangée en amont des cannelures externes et internes 49, 50. Dans le présent exemple, la cale de serrage 80 comporte une portion amont 80aa et une portion aval 80bb annulaires et s’étendant suivant l’axe de révolution entre une extrémité amont 80a et une extrémité aval 80b. La cale de serrage 80 est annulaire et délimitée radialement à l’extérieur par une surface externe 80c et radialement à l’intérieur par une surface interne 80d. Contrairement à l’écrou ou à d’autres système de serrage de la technique antérieure, la cale de serrage 80 est dépourvue de cannelures ou de filetage d’accouplement avec l’arbre de turbine basse pression 17. Plus précisément, la cale de serrage 80, et plus précisément une portion 80db de la surface interne 80d relative à la portion aval 80bb est dépourvu de cannelures ou de filetage. Cette portion 80db de la surface interne 80d relative à la portion aval 80bb est en contact avec une portion d’une surface radialement externe 17c de l’arbre de turbine basse pression 17 et plus précisément de son extrémité amont 17a. De ce fait, la portion aval 80bb, et plus précisément la portion 80db de la surface interne au contact permet de centrer la cale de serrage par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17, et notamment son extrémité amont 17a, au cours de l’installation de la cale de serrage pendant le montage de la turbomachine, et notamment l’assemblage du premier module 14 au deuxième module 16. La portion de surface 80db relative à la portion aval 80bb au contact avec la portion de la surface radialement externe 17c de l’extrémité amont 17b de l’arbre de turbine basse pression 17 s’étend sur une longueur L1 selon la direction axiale A comprise entre 3 et 15 mm par exemple . Cette distance L1 est avantageusement inférieure à la longueur d’extension L2 des cannelures internes et externes 49, 50. Sur l’exemple représenté, l’arbre de compresseur basse pression 15 comprend une première portion d’arbre 15aa et une deuxième portion d’arbre 15bb en aval de la première portion d’arbre 15aa. Les premières cannelures internes 49 sont arrangées sur la deuxième portion 15bb de l’arbre de compresseur basse pression 15. Dans cet exemple, la première portion 15aa comprend un diamètre interne D1 qui est légèrement supérieur au diamètre interne D2 de la deuxième portion 15bb. Nous pouvons voir également sur la FIG. 4 que l’arbre de turbine basse pression 17, et plus précisément son extrémité amont 17b, comprend d’amont en aval une première portion d’arbre 17aa, une deuxième portion d’arbre 17ab, une troisième portion d’arbre 17ba et une quatrième portion d’arbre 17bb, de diamètres extérieurs respectifs D3, D4, D5 et D6. La première portion 17aa comprend un diamètre externe D3 qui est inférieur au diamètre externe D4 de la deuxième portion 17ab. Le diamètre externe D4 de la deuxième portion 17ab est inférieur au diamètre externe D5 de la troisième portion 17ba, et le diamètre externe D5 de la troisième portion 17ba est inférieur au diamètre externe D6 de la quatrième portion 17ba. Le diamètre interne D2 de la deuxième portion 15bb de l’arbre de compresseur basse pression 15 est sensiblement égal au diamètre externe maximal de l’arbre de turbine basse pression 17, et notamment au diamètre externe D6 de la quatrième portion 17bb de l’extrémité de l’arbre de turbine basse pression 17. Le diamètre interne D1 de la première portion d’arbre 15aa de l’arbre de compresseur basse pression 15 est sensiblement supérieur aux diamètres externes D3, D4 et D5 des portions 17aa, 17ab et 17ba de l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17. Le diamètre externe de la cale de serrage 80 est inférieur au diamètre interne de l’arbre de compresseur basse pression 15 et supérieur au diamètre externe de l’arbre de turbine basse pression 17. Plus précisément, le diamètre externe de la cale de serrage 80 est inférieur au diamètre interne D1 de la première portion d’arbre 15aa de l’arbre de compresseur basse pression 15 et supérieur au diamètre externe D5 de la troisième portion d’arbre 17ba de l’arbre de turbine basse pression 17 (et donc supérieur au diamètre externe D3 de la première portion d’arbre 17aa et au diamètre externe D4 de la deuxième portion d’arbre 17ab). En outre, le diamètre interne de la cale de serrage 80 est sensiblement égal au diamètre externe de la deuxième portion 17ab de l’arbre de turbine basse pression 17. La cale de serrage 80 est engagée axialement depuis l’amont sur l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17 jusqu’à être en appui axial contre une saillie annulaire 60 ou analogue du premier module 14. En particulier, l’arbre de compresseur basse pression 15 comprend cette saillie annulaire 60 qui s’étend radialement vers l’intérieur, c’est-à-dire vers l’axe longitudinale C. Dans le présent exemple, la saillie annulaire 60 est formée en amont des cannelures internes et externes 49, 50. Dans le présent exemple, la saillie annulaire 60 est formée à la limite dans la première portion 15aa de l’arbre de compresseur basse pression 15. La cale de serrage 80 comprend une face latérale aval 82, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire amont 60a de la saillie 60. L’arbre de turbine basse pression 17 ne peut plus reculer vers l’aval de même que la turbine basse pression. En outre, la turbomachine 1 comporte avantageusement une cale de réglage 70, annulaire, arrangée entre la saillie annulaire 60 de l’arbre de compresseur basse pression 15 et un épaulement ou saillie annulaire 72 de l’arbre de turbine basse pression 17. Dans le présent exemple, l’épaulement annulaire 72 s’étend radialement vers l’extérieur et est formé en amont des cannelures externes 50. La cale de réglage 70 comprend une face latérale amont 70a, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire aval 60b de la saillie 60 et une face latérale aval 70b, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire amont 72a de l’épaulement annulaire 72. Cette cale de réglage 70 axiale permet avantageusement de contrôler ou choisir la position des différents éléments de la liaison. Le dispositif de blocage axial 50 comporte en outre un système de blocage axial supplémentaire 90 configuré pour immobiliser axialement la cale de serrage 80 par rapport à l’arbre turbine basse pression 17 et de ce fait l’arbre de de compresseur basse pression 15 par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17. Le système de blocage axial supplémentaire 90 comprend une rangée annulaire de dents ou crabots 92 ménagées sur la cale de serrage 80 et configurées pour coopérer par crabotage avec une rangée annulaire de fentes 93 de l’arbre de turbine basse pression 17. En effet, la cale de serrage 80 comprend une rangée annulaire de premières dents radiales 92 qui s’étendent radialement vers l’intérieur depuis la surface intérieure 80d de la cale de serrage. Dans le présent exemple, les premières dents radiales 92 s’étendent notamment à partir d’une surface interne de la portion amont 80aa de la cale de serrage. Les premières dents radiales 92 sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal C. Chaque première dent radiale 92 est destinée à s’engager dans une première fente radiale 93 correspondante de l’arbre de turbine basse pression 17. L’arbre de turbine basse pression 17 comporte à son extrémité amont 17a, et plus précisément dans la première portion 17aa, des premiers ergots radiaux 94 qui s’étendent radialement vers l’intérieur depuis la face annulaire externe 17c de l’arbre de turbine basse pression 17 et à distance de celle-ci. De manière avantageuse, chaque premier ergot radial 94 s’étend sur un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal C. Les premiers ergots 94 sont également espacés les uns des autres de sorte à former les premières fentes radiales 93. De la sorte, des premières fentes 93 et des premiers ergots 94 sont alternés autour de l’axe longitudinal C. Les premières fentes 93 sont conformées pour autoriser le passage des premières dents radiales 92 de la cale de serrage 80. Les premiers ergots 94 de l’arbre de turbine basse pression 17 sont conformés pour retenir axialement les premières dents radiales 92 de la cale de serrage 80. Autrement dit, après insertion des premières dents radiales 92 à travers les premières fentes 93, une rotation de la cale de serrage 80 autour de son axe de rotation permet aux dents radiales 92 de venir en butée axiale contre les premiers ergots 94 de l’arbre de turbine basse pression 17. Chaque première dent radiale 92 comporte une face amont 92a destinée à être en appui contre une surface aval 94b d’un premier ergot 94. La cale de serrage 80 ne peut plus reculer vers l’amont. Le dispositif de blocage 50 comprend avantageusement un système de blocage en rotation 100 qui est configuré de manière à verrouiller la cale de serrage 80 dans sa position. Le système de blocage en rotation 100 est configuré en particulier de manière à empêcher la rotation de la cale de serrage 80. En référence à la FIG. 8 , le système de blocage en rotation 100 comprend avantageusement un premier anneau 102, centré sur l’axe longitudinal C en situation d’installation, destiné à venir en appui contre une première face annulaire 84 de la cale de serrage 80. Des seconds ergots 104 s’étendent depuis la première face annulaire 84 de la cale de serrage 80 et à distance de celle-ci, radialement vers l’intérieur. De manière avantageuse, chaque second ergot 104 s’étend sur un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal C. Les seconds ergots 104 sont également espacés les uns des autres de sorte à former des secondes fentes 105. De la sorte, des secondes fentes 105 et seconds ergots 104 sont alternés autour de l’axe longitudinal C. Le premier anneau 102 comprend au moins une seconde dent radiale 106 qui s’étend depuis un bord périphérique externe (non représenté) de celui-ci. Dans le cas où il y a plusieurs secondes dents radiales 106, celles-ci sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal C. Chaque seconde dent radiale 106 est destinée à s’engager dans une encoche radiale 108 correspondante de l’arbre de turbine basse pression 17. Les premières fentes 93 de l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17 forment avantageusement, mais non limitativement, les encoches 108. Chaque seconde dent radiale 106 est également agencée dans une seconde fente 105 de la cale de serrage 80. Le premier système de blocage en rotation 100 comprend en outre un deuxième anneau 110 qui est centré sur l’axe longitudinal C en situation d’installation. Le deuxième anneau 110 est fendu de manière générale tel un circlip. Le deuxième anneau 110 est reçu dans une gorge annulaire 112 de la cale de serrage 80. La gorge annulaire 112 présente une ouverture orientée vers l’axe longitudinal C. La gorge annulaire 112 est disposée avantageusement en amont de la première face annulaire 84. Plus précisément encore, la gorge annulaire 112 est formée dans les seconds ergots 104. De manière alternative, la gorge annulaire 112 est formée par une distance entre la première face annulaire 84 de la cale de serrage 80 et une face interne des seconds ergots. De la sorte, le deuxième anneau 110 s’étend en amont du premier anneau 102 et les seconds ergots 104 permettent de réaliser un blocage axial du deuxième anneau 110. De manière avantageuse, le deuxième anneau 110 est en appui contre une face amont 102a du premier anneau 102. L’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17, et plus précisément sa première portion 17aa présente un diamètre interne inférieur à celui de la deuxième portion 17ab. Le diamètre interne de la première portion est également inférieur à celui de la deuxième portion 17ba et celui de la quatrième portion 17bb. En effet, l’arbre de turbine basse pression 17 comporte un épaulement 150 à la limite entre la première et la deuxième portions 17aa, 17ab de l’extrémité amont 17a. Cet épaulement 150 s’étend radialement vers l’intérieur, c’est-à-dire vers l’axe longitudinal C, de la deuxième portion 17ab vers la première portion 17aa. Dans le présent exemple, l’épaulement 150 est de préférence annulaire. Il est formé en amont de la saillie annulaire 60. Cet épaulement 150 est conformé pour coopérer avec un outil 200, visible sur les figures 8 à 14 relatives au procédé de montage qui sera détaillé par la suite. L’outil 200 présente un corps 202 cylindrique longitudinal et une tête ou crochet 204 s’étendant perpendiculairement à la direction d’extension du corps cylindrique 202. L’outil 200 et plus précisément la tête 204 comprend une face latérale amont 204a, de préférence annulaire, venant en appui contre une surface annulaire aval 150b de l’épaulement 150. L’outil 200 est ainsi conformé pour pouvoir appliquer une force axiale dirigée de l’aval vers l’amont sur l’épaulement 150 de l’arbre de turbine basse pression 17 afin d’allonger ce dernier selon la direction axiale A pour insérer la cale de serrage entre la saillie 60 de l’arbre de compresseur basse pression 15 et les ergots 94 de l’arbre de turbine basse pression 17 de manière à immobiliser axialement l’arbre de compresseur basse pression 15 par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17. On se réfère à présent à la FIG. 7 qui représente une vue en section de la liaison entre l’arbre de compresseur basse pression 15 et l’arbre de turbine basse pression 17 selon un second mode de réalisation de l’invention dans lequel les éléments déjà décrits dans ce qui précède sont désignés par les mêmes références. Dans ce second mode de réalisation, le dispositif de blocage 50 comporte avantageusement une cale de réglage supplémentaire 170, annulaire, arrangée axialement entre la saillie annulaire 60 de l’arbre de compresseur basse pression 15 et la cale de serrage 80. La cale de réglage supplémentaire 170 comprend une face latérale amont 170a, annulaire, venant en appui contre une surface annulaire aval 82 de la cale de serrage 80 et une face latérale aval 170b, annulaire, venant en appui contre la surface annulaire amont 60a de la saillie 60. Cette cale de réglage supplémentaire 170 axiale permet avantageusement de contrôler ou choisir la position des différents éléments de la liaison. Elle permet également l’application du serrage et de compenser des tolérances de fabrication. On se réfère désormais aux figures 9 à 15 qui illustrent des étapes d’un procédé de montage ou remontage des modules de la turbomachine. Nous comprenons que le démontage des modules de la turbomachine peut être réalisé en répétant ces opérations dans l’ordre inverse afin de réaliser des opérations de maintenance à au moins l’un des modules de la turbomachine. La géométrie proposée des différentes pièces de la turbomachine et notamment celle de la cale de serrage 80, de l’arbre de turbine basse pression 17 et de l’arbre de compresseur basse pression 15, permet avantageusement le montage de la cale de serrage 80 de l’amont vers l’aval. Comme indiqué précédemment, la cale de serrage 80 est pourvu de crabots 92 à l’amont et d’une portion de centrage 80db à l’aval. Le cas échéant, le procédé peut comporter une étape préliminaire d’installation de la seconde cale de réglage 170 d’amont vers l’aval jusqu’à être en butée axiale contre la saillie 60 du premier module. Une première étape du procédé consiste à insérer un outil 200 dans l’arbre de turbine basse pression (17) de l’amont vers l’aval et à le positionner de manière à pouvoir coopérer avec l’arbre de turbine basse pression 17, et notamment son extrémité amont 17a. Au cours de cette étape et en référence à la FIG. 9 , l’outil 200 est positionné de manière à ce que la face amont 204a de la tête de l’outil 200 soit au contact avec et même en appui contre une surface aval 150b de l’épaulement 150 de l’arbre de turbine basse pression 17, et plus précisément de son extrémité amont 17a. Une deuxième étape du procédé consiste à appliquer une force notée F5 par l’outil 200 sur l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17. Cette force F5 est une force axiale orientée de l’aval vers l’amont telle qu’illustrée sur la FIG. 9 . La force F5 est exercée par l’outil 200 contre l’épaulement 150 de l’extrémité amont 17a. Elle permet avantageusement d’allonger l’arbre de turbine basse pression 17 vers l’amont afin de permettre l’insertion de la cale de serrage 80. L’allongement de l’arbre de turbine basse pression dépend de l’effort appliqué, de la longueur et de la section travaillantes et du matériau de l’arbre. L’allongement de l’arbre de turbine basse est compris entre 5 et 20 nm. Le procédé se poursuit par l’installation de la cale de serrage 80 sur l’extrémité amont 17a de l’arbre de turbine basse pression 17, en référence avec la FIG. 10 . La cale de serrage 80 est insérée d’amont vers l’aval selon la flèche F6 en direction de la saillie 60 du premier module et centrée radialement sur l’extrémité amont 17a grâce à la zone de centrage 80db. Telle qu’illustrée, cette étape est réalisée tout en maintenant l’application de la force F5 exercée par l’outil 200 sur l’arbre de turbine basse pression. Au cours de cette étape et en référence à la FIG. 10 , la cale de serrage 80 est insérée autour de l’arbre de turbine basse pression 17 en alignant les dents radiales ou crabots 92 de la cale de serrage 80 avec les fentes 93 définies entre les ergots 94 de l’arbre de turbine basse pression 17. La cale de serrage 80 est ainsi déplacée en translation vers l’aval de sorte que les dents radiales ou crabots 92 traversent les fentes 93 jusqu’à ce que la face aval 82 de la cale de serrage 80 vienne en butée axiale contre la saillie 60 annulaire de l’arbre de compresseur basse pression 15. La cale de serrage 80 ne peut plus avancer vers l’aval. Cette étape est illustrée sur la FIG. 11 . La FIG. 12 illustre une étape d’immobilisation axiale de la cale de serrage 80 par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17. Cette étape comporte le positionnement angulaire de la cale de serrage 80 par rapport à l’arbre de turbine basse pression 17. Au cours de cette étape, la cale de serrage 80 est tournée autour de l’arbre de turbine basse pression 17. Autrement dit, la cale de serrage 80 est déplacée en rotation autour de l’axe longitudinal C de sorte que les dents radiales ou crabots 92 soient alignées avec les ergots 94 de l’arbre de turbine basse pression 17 qui forment alors une butée axiale pour les dents radiales ou crabots 92. La cale de serrage 80 est alors en butée axiale à l’amont puisque les dents radiales 92 viennent en butée axiale contre les ergots 94 de l’arbre de turbine basse pression 17 tel qu’illustré sur la FIG. 12 . Ainsi, les faces amont 92a des dents 92 viennent en appui contre une surface aval 94b des ergots 94. La cale de serrage 80 ne peut plus se déplacer vers l’amont. Pendant cette étape d’immobilisation axiale de la cale de serrage 80, l’extrémité 17a de l’arbre de turbine basse pression 17 est toujours soumis à la force F5 exercée par l’outil 200 pour maintenir l’allongement de l’extrémité 17a de l’arbre de turbine basse pression. La FIG. 13 illustre les efforts dimensionnant cette liaison. Les efforts aérodynamiques qui s’appliquent sur la turbine basse pression sont représentés par la flèche F1 et les efforts aérodynamiques qui s’appliquent sur le compresseur basse pression, opposés à ceux de la turbine basse pression, sont représentés par la flèche F2. L’effort de serrage de la cale de serrage 80 pour vaincre les efforts axiaux extérieurs est quant à lui représenté par la flèche F3 à l’aval et la flèche F4 à l’amont. La flèche F5 illustre la force exercée par l’outil 200 sur l’extrémité 17a de l’arbre de turbine basse pression 17. Le procédé se poursuit par une étape de blocage en rotation de la cale de serrage 80 telle qu’illustrée sur la FIG. 14 . Celle-ci comprend l’installation du premier anneau 102 puis l’installation du deuxième anneau 110 du système de blocage en rotation 100 de l’amont vers l’aval. Le premier anneau 102 est installé en appui contre la première face annulaire 84 de la cale de serrage 80 de manière à ce que chaque seconde dent radiale 106 du premier anneau s’engage dans une seconde fente 105 de la cale de serrage 80 puis dans une encoche radiale 108 correspondante de l’arbre de turbine basse pression 17 afin d’immobiliser en rotation la cale de serrage 80. Le second anneau 110 est inséré dans la gorge annulaire 112 de la cale de serrage 80 pour bloquer axialement le premier anneau 102. Enfin le procédé se termine par une étape de relâchement de la contrainte, c’est-à-dire de suppression de la force F5 appliquée par l’outil telle qu’illustrée sur la FIG. 15 puis le retrait de l’outil 200. Avec une telle configuration, il est possible de démonter et monter uniquement l’arbre basse pression 9 en maintenant les autres arbres des autres modules dans la position montée. La cale de serrage 80 ainsi que les organes (anneaux 102 et 110) sont serrés les uns contre les autres pour réaliser d’une part, des fonctions d’anti-rotation et d’autre part, des fonctions d’anti-déplacement axial. Turbomachine (1) d’aéronef, la turbomachine ayant un axe longitudinal (C) et comprenant : - un premier module (14) comportant un compresseur basse pression (4) et un arbre de compresseur basse pression (15) qui est centré sur l’axe longitudinal (C), - un deuxième module (16) comportant une turbine basse pression (8) et un arbre de turbine basse pression (17) qui est centré sur l’axe longitudinal (C), l’arbre de turbine basse pression (17) comprenant une extrémité aval reliée à un rotor de la turbine basse pression et une extrémité amont (17a) reliée à un rotor du compresseur basse pression, et - un dispositif de blocage (50) configuré de manière à immobiliser axialement l’arbre de turbine basse pression (17) du deuxième module (16) par rapport à l’arbre de compresseur basse pression (15) du premier module (14), caractérisée en ce que l’extrémité amont (17a) de l’arbre de turbine basse pression (17) comporte un épaulement (150) s’étendant radialement vers l’intérieur, et le dispositif de blocage (50) comporte : - une cale de serrage (80) centrée sur l’axe longitudinal (C), agencée autour de l’extrémité amont (17a) de l’arbre de turbine basse pression (17), et en appui contre une saillie annulaire (60) du premier module (14), et - un système de blocage axial supplémentaire (90) configuré pour immobiliser axialement la cale de serrage (80) par rapport à l’arbre turbine basse pression (17). Turbomachine (1) selon la revendication 1, dans laquelle le système de blocage axial supplémentaire (90) comprend au moins une rangée annulaire de dents radiales (92) ménagées sur la cale de serrage (80) et configurées pour coopérer par crabotage avec une rangée annulaire de fentes radiales (93) de l’arbre de turbine basse pression (17). Turbomachine (1) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l’arbre de compresseur basse pression (15) comprend la saillie annulaire (60) et la cale de serrage (80) comporte une face aval (82) en appui direct contre une face amont (60a) de la saillie annulaire (60). Turbomachine (1) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le dispositif de blocage axial (50) comporte une cale de réglage (170) arrangée axialement entre la cale de serrage (80) et la saillie annulaire (60), la cale de serrage (80) étant en appui contre la saillie annulaire (60) du premier module (14) via la cale de réglage (170). Turbomachine (1) selon la revendication 4, dans laquelle l’arbre de compresseur basse pression (15) comprend la saillie annulaire (60), la cale de réglage (170) comporte une face aval (170b) en appui contre une face amont (60a) de la saillie annulaire (60), et la cale de serrage (80) comporte une face aval (82) en appui contre une face amont (170a) de la cale de réglage (170). Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle le dispositif de blocage (50) comprend un système de blocage en rotation (100) configuré pour bloquer la rotation de la cale de serrage (80). Turbomachine (1) selon la revendication précédente 6, caractérisée en ce que système de blocage en rotation (100) comprend : - un premier anneau (102), centré sur l’axe longitudinal (C) et destiné à venir en appui contre une face annulaire radiale (84) de la cale de serrage (80), le premier anneau (102) comprenant une pluralité de dents radiales (106) destinées à s’engager chacune dans une encoche radiale (105) de l’arbre de turbine basse pression (17), et - un deuxième anneau (110), centré sur l’axe longitudinal (C) et reçu dans une gorge annulaire (112) de la cale de serrage (80), la gorge annulaire (112) étant ménagée en amont de la face annulaire radiale (84). Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l’extrémité amont (17a) de l’arbre de turbine basse pression (17) s’étend à l’intérieur de l’arbre de compresseur basse pression (15), la cale de serrage (80) étant montée à l’intérieur de l’arbre de compresseur basse pression (15) qui comprend l’épaulement (60) Procédé de montage d’une turbomachine (1) d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes de : - insertion d’un outil (200) dans l’arbre de turbine basse pression (17) de manière à positionner l’outil en appui contre l’épaulement (150) de son extrémité amont (17a) ; - application d’une force (F5) de l’aval vers l’amont exercée par l’outil (200) contre l’épaulement (150) de l’extrémité amont (17a) ; - installation de la cale de serrage (80) sur l’extrémité amont (17a) de l’arbre de turbine basse pression (17) de l’amont vers l’aval ; - immobilisation axiale de la cale de serrage (80) par rapport à l’arbre de turbine basse pression (17) ; et - suppression de la force appliquée (F5). Procédé de montage d’une turbomachine (1) selon la revendication précédente, comprenant une étape de blocage en rotation de la cale de serrage (80) avant la suppression de la force appliquée. Procédé de montage d’une turbomachine (1) selon la revendication 9 ou 10, comprenant une étape d’insertion d’une cale de réglage supplémentaire (170) en appui contre la saillie annulaire (60) du premier module (14) avant l’installation de la cale de serrage.