FR 3070058 A1 20190215 FR 1757681 A 20170814 TURBOMACHINE POUR AÉRONEF COMPRENANT UN ÉLÉMENT DE REFROIDISSEMENT AMÉLIORANT LE REFROIDISSEMENT PAR CONVECTION ET OFFRANT UN REFROIDISSEMENT PAR IMPACT DE JET D'AIR D'UNE BRIDE DE LIAISON TERMINALE DE PAROI DE CHAMBRE ANNULAIRE DE COMBUSTION DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne une turbomachine pour aéronef, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant une chambre annulaire de combustion. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans l'état de la technique antérieure, illustré par les demandes de brevet FR2970512 et FR2904048 de la demanderesse, la chambre de combustion comporte deux parois de révolution coaxiales, à savoir une paroi externe et une paroi interne, présentant des premières extrémités respectives reliées l'une à l'autre par une paroi de fond de chambre, et des secondes extrémités respectives opposées pourvues de brides de liaison terminales respectives, et un premier carter délimitant, entre celui-ci et une première des parois externe et interne, une portion amont d'un premier espace annulaire permettant le passage d'un premier flux d'air le long et à l'extérieur de la chambre annulaire de combustion. Une partie de l'air dit « de contournement », circulant le long des parois externe et interne de la chambre annulaire de combustion, à l'extérieur de cette dernière, participe au refroidissement de ces parois, et une autre partie de cet air poursuit sa circulation vers l'aval pour alimenter des circuits de refroidissement d'autres composants de turbomachine, en particulier au sein d'une turbine. Toutefois, l'air de contournement ne permet pas de refroidir efficacement les brides de liaison terminales respectives des parois externe et interne de la chambre annulaire de combustion. 2 EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème. Ce but est atteint, selon l'invention, du fait que la turbomachine 5 comprend en outre un premier élément de refroidissement, qui présente une forme de révolution et s'étend à partir du premier carter en direction de la chambre annulaire de combustion de manière à délimiter, entre le premier élément de refroidissement et la bride de liaison terminale de ladite première des parois externe et interne, une portion aval du premier espace annulaire, présentant une section de passage d'air plus petite 10 qu'une section de passage d'air de la portion amont du premier espace annulaire, le premier élément de refroidissement délimitant, entre celui-ci et le premier carter, une première chambre annulaire, et la première chambre annulaire comportant des orifices d'entrée d'air et des orifices de sortie d'air formés dans le premier élément de refroidissement. 15 Le premier élément de refroidissement permet ainsi de canaliser une partie du premier flux d'air au sein d'un espace de section réduite, le long de la bride de liaison terminale considérée, et permet ainsi d'accroitre la vitesse d'écoulement de l'air et donc d'améliorer le refroidissement de cette bride de liaison terminale par convection. Les orifices d'entrée d'air et les orifices de sortie d'air permettent à une 20 autre partie du premier flux d'air de poursuivre sa circulation vers l'aval de manière directe, sans subir de perte de charge considérable du fait de la présence du premier élément de refroidissement. D'une manière générale, les sections de passage d'air respectives des portions amont et aval du premier espace annulaire n'étant pas constantes, les sections 25 considérées ci-dessus correspondent aux sections de passage d'air minimales de chacune des portions amont et aval du premier espace annulaire, c'est-à-dire aux sections de passage d'air mesurées respectivement au niveau des régions les plus étroites respectives de chacune de ces portions amont et aval. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, le premier élément de refroidissement comprend en outre des trous de refroidissement par impact 3 configurés pour refroidir par impacts de jets d'air la bride de liaison terminale de ladite première des parois externe et interne. Les orifices de sortie d'air présentant typiquement des sections de passage d'air respectives considérablement plus grandes que des sections de passage 5 d'air respectives des trous de refroidissement par impact. De plus, les orifices de sortie d'air sont davantage éloignés de la bride de liaison terminale de ladite première des parois externe et interne que ne le sont les trous de refroidissement par impact. Le premier élément de refroidissement permet ainsi en outre un 10 refroidissement par impact de jet d'air de la bride de liaison terminale. De préférence, les orifices de sortie d'air sont configurés de sorte que la somme des sections de passage d'air respectives de ceux-ci et de la section de passage d'air de la portion aval du premier espace annulaire est strictement inférieure à la section de passage d'air de la portion amont du premier espace annulaire. 15 Une telle configuration permet de garantir l'accélération du flux d'air au sein de la portion aval du premier espace annulaire, tout en faisant en sorte, le cas échéant, que l'air alimentant les trous de refroidissement par impact ait une pression d'un niveau permettant un refroidissement par impact dans des conditions optimales. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le premier élément 20 de refroidissement forme au moins un coude partiellement délimité par la bride de liaison terminale de ladite première des parois externe et interne, au sein du premier espace annulaire. De préférence, le premier élément de refroidissement est une plaque présentant une première partie comportant les orifices d'entrée d'air, une deuxième 25 partie comportant les orifices de sortie d'air et reliée à la première partie de sorte que les première et deuxième parties forment un nez. De préférence, le nez comporte les trous de refroidissement par impact. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la première partie du premier élément de refroidissement présente une extrémité libre en appui précontraint 30 sur le premier carter. 4 Une telle configuration autorise un déplacement relatif de l'extrémité libre du premier élément de refroidissement et du premier carter et permet ainsi de surmonter efficacement d'éventuels phénomènes de dilatations thermiques différentielles entre l'élément de refroidissement et le carter. 5 De préférence, la deuxième partie du premier élément de refroidissement est fixée à une bride de fixation du premier carter. De préférence, la bride de liaison terminale de ladite première des parois externe et interne est formée d'une collerette, et le nez du premier élément de refroidissement est orienté radialement vers l'intérieur et agencé en amont par rapport à 10 la collerette. En variante, la bride de liaison terminale de ladite première des parois externe et interne peut comporter une partie d'extrémité coudée convexe en direction de l'amont ayant une extrémité libre en appui radial sur le premier carter ou sur un autre carter prolongeant le premier carter, et le nez du premier élément de refroidissement 15 peut être orienté vers l'aval et agencé entre ladite première des parois externe et interne et la partie d'extrémité coudée. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la turbomachine comprend en outre un second carter délimitant, entre celui-ci et une seconde des parois externe et interne, une portion amont d'un second espace annulaire permettant le 20 passage d'un second flux d'air le long et à l'extérieur de la chambre annulaire de combustion, et un second élément de refroidissement, qui présente une forme de révolution et s'étend à partir du second carter en direction de la chambre annulaire de combustion de manière à délimiter, entre le second élément de refroidissement et la bride de liaison terminale de ladite seconde des parois externe et interne, une portion 25 aval du second espace annulaire, présentant une section de passage d'air plus petite qu'une section de passage d'air de la portion amont du second espace annulaire. De plus, le second élément de refroidissement délimite, entre celui-ci et le second carter, une seconde chambre annulaire comportant des orifices d'entrée d'air et des orifices de sortie d'air formés dans le second élément de refroidissement. 5 Le second élément de refroidissement fonctionne de manière analogue au premier élément de refroidissement, mais en étant appliqué au refroidissement de la bride de liaison terminale de ladite seconde des parois externe et interne. Ce second élément de refroidissement peut ainsi présenter tout ou partie des caractéristiques 5 préférentielles énoncées ci-dessus en relation avec le premier élément de refroidissement. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre 10 d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine d'un type connu ; la figure 2 est une vue semblable à la figure 1, d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; 15 la figure 3 est une vue schématique partielle en perspective d'un élément de refroidissement externe appartenant à la turbomachine de la figure 2, vu depuis l'aval ; la figure 4 est une vue schématique partielle en perspective de l'élément de refroidissement externe de la figure 3, vu depuis l'amont ; la figure 5 est une vue schématique partielle en perspective d'un élément de 20 refroidissement interne appartenant à la turbomachine de la figure 2, vu depuis l'aval ; la figure 6 est une vue schématique partielle en perspective de l'élément de refroidissement interne de la figure 5, vu depuis l'amont ; la figure 7 est une vue à plus grande échelle du détail VII de la figure 2, illustrant l'élément de refroidissement externe des figures 3 et 4; 25 la figure 8 est une vue à plus grande échelle du détail VIII de la figure 2, illustrant l'élément de refroidissement interne des figures 5 et 6. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. 6 EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS La figure 1 montre une chambre annulaire de combustion 10 au sein d'une turbomachine d'un type connu, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, ainsi que l'environnement proche de cette chambre de combustion. Le reste de 5 la turbomachine ne sera pas décrit et peut être d'un type conventionnel. Dans l'ensemble de cette description, la direction axiale X est la direction de l'axe longitudinal de la turbomachine, la direction radiale R est en tout point une direction orthogonale à la direction axiale X et passant par l'axe longitudinal de la turbomachine, et la direction tangentielle T est en tout point orthogonale aux deux 10 directions précédentes de manière à former un repère cylindrique. Par ailleurs, en l'absence d'indication contraire, les directions « amont » et « aval » sont définies par référence à l'écoulement général des gaz dans la turbomachine. La chambre de combustion est agencée en sortie d'un diffuseur 12 coudé formant la sortie d'un compresseur de type centrifuge (partiellement visible), et 15 cette chambre de combustion 10 est suivie d'une turbine haute pression 14, dont seul le distributeur d'entrée 16 est représenté. La chambre de combustion 10 comprend deux parois de révolution tronconiques coaxiales, à savoir une paroi externe 18 et une paroi interne 20, qui délimitent entre elles l'espace intérieur 21 de la chambre de combustion. Ces deux parois 20 sont agencées l'une à l'intérieur de l'autre et présentent typiquement des sections respectives qui se réduisent vers l'aval. Les parois externe 18 et interne 20 présentent des premières extrémités respectives, en l'occurrence des extrémités amont, reliées l'une à l'autre par une paroi de fond de chambre 22, des secondes extrémités respectives opposées, en l'occurrence des 25 extrémités aval, pourvues de brides de liaison terminales respectives 24 et 26. L'orientation des premières et secondes extrémités peut être différente, par exemple dans le cas d'une chambre de combustion à flux inversé. La turbomachine comporte en outre deux carters coaxiaux, à savoir un carter externe 30 et un carter interne 32, délimitant entre eux une enceinte 34 dans 7 laquelle est logée la chambre de combustion 10. Dans l'exemple illustré, il est à noter que le carter interne 32 est fixé à un carter aval interne 33 du diffuseur 12. Comme le montre la figure 1, le carter externe 30 délimite, avec la paroi externe 18, une portion amont 36A d'un espace annulaire externe 36, tandis que le carter 5 interne 32 délimite, avec la paroi interne 20, une portion amont 38A d'un espace annulaire interne 38. Dans l'exemple illustré, la bride de liaison terminale 24 de la paroi externe 18 est formée d'une collerette s'étendant radialement vers l'extérieur et pourvue d'une extrémité libre 24A recourbée vers l'aval et s'étendant à distance radialement du 10 carter externe 30. De plus, la bride de liaison terminale 26 de la paroi interne 20 comporte une partie d'extrémité coudée 26A convexe en direction de l'amont et ayant une extrémité libre 26B en appui radial sur un carter intérieur 40 du distributeur 16 de turbine, s'étendant en aval du carter interne 32, sensiblement dans un prolongement de ce dernier, et relié à ce dernier. D'autres conformations de brides de liaison terminales 15 24, 26 sont toutefois possibles dans le cadre de la présente invention. En fonctionnement, l'air délivré par le diffuseur 12 se divise en un flux central F1 alimentant des systèmes d'injection 42 et/ou des orifices d'entrée d'air distincts agencés dans la paroi de fond de chambre 22, ainsi qu'un flux externe F2 et un flux interne F3 circulant autour de la chambre de combustion 10 respectivement au sein 20 des espaces annulaires externe 36 et interne 38. Une partie de chacun des flux externe F2 et interne F3 alimente en air divers orifices formés dans les parois externe 18 et interne 20 de la chambre de combustion, tandis que la partie restante de chacun de ces flux poursuit sa circulation vers l'aval pour alimenter des circuits de ventilation ou de refroidissement d'autres 25 composants de la turbomachine tels que des aubes de turbine ou des anneaux externes de turbine. Plus précisément, la partie restante F2A du flux F2 circule vers l'aval au-delà de la bride de liaison terminale 24 de la paroi externe 18 via un passage externe 44 ménagé entre la bride 24 et le carter externe 30, tandis que la partie restante F3A du flux 30 F3 circule vers un espace interne aval en passant par des canaux 46. 8 Les flux externe F2 et interne F3 ont en outre pour rôle de refroidir les parois externe 18 et interne 20 de la chambre de combustion et d'alimenter, par des microperforations formées dans ces parois, des films de refroidissement le long des faces intérieures de ces mêmes parois. Avec des vitesses d'écoulement qui sont typiquement 5 de l'ordre de 30 mètres par seconde, ces flux F2 et F3 permettent ainsi de réduire la température des parois 18, 20 d'environ 300 degrés Celsius. Les flux externe F2 et interne F3 assurent aussi le refroidissement des brides de liaison terminales 24 et 26. À cet égard, les inventeurs ont fait le constat que, d'une part, les 10 techniques de refroidissement par microperforations ne peuvent pas être appliquées efficacement à de telles brides de liaison, et que d'autre part, les vitesses d'écoulement des flux F2 et F3 au niveau des brides de liaison, qui sont typiquement de l'ordre de 15 mètres par seconde, sont trop faibles pour permettre un refroidissement par convection qui soit d'un niveau suffisant, en particulier au regard de l'augmentation des 15 températures de fonctionnement des chambre de combustion. Or, une telle augmentation de température est nécessaire à l'amélioration des performances des turbomachines, et tend à accroître les gradients thermiques au sein des brides de liaison qui relient les parois chaudes de la chambre de combustion aux carters relativement froids. 20 Selon l'invention, afin d'améliorer le refroidissement d'au moins l'une des brides de liaison terminales 24 et 26, la turbomachine 11 illustrée sur la figure 2, semblable à la turbomachine de la figure 1, se distingue de cette dernière par la présence d'au moins un élément de refroidissement ayant deux fonctions principales : canaliser une partie du flux d'air correspondant au sein d'un espace de section relativement 25 réduite le long de la bride de liaison terminale considérée, de manière à accroitre la vitesse d'écoulement de ce flux, et permettre l'écoulement d'une autre partie de ce flux d'air vers l'aval sans perte de charge considérable. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention illustré sur les figures 2-8, la turbomachine 11 comporte deux éléments de refroidissement de ce type, à 30 savoir un élément de refroidissement externe 50 et un élément de refroidissement 9 interne 52, visant respectivement à améliorer le refroidissement des deux brides de liaison terminales 24 et 26. Ces éléments de refroidissement externe 50 et interne 52 peuvent chacun constituer un « premier» ou un « second » élément de refroidissement, selon la 5 terminologie adoptée ci-dessus et dans les revendications annexées. En particulier, chacun des éléments de refroidissement externe 50 et interne 52 peut présenter tout ou partie des caractéristiques facultatives préférentielles énoncées ci-dessus et dans les revendications dépendantes annexées en référence au premier élément de refroidissement, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. De manière 10 analogue, tout élément ou composant qualifié d'interne ou d'externe dans la présente description peut constituer un « premier» ou un « second » élément ou composant correspondant selon la terminologie adoptée ci-dessus et dans les revendications annexées. Ainsi, l'élément de refroidissement externe 50 présente une forme de 15 révolution et s'étend, à partir du carter externe 30, en direction de la chambre annulaire de combustion 10, de manière à délimiter avec la bride de liaison terminale 24 de la paroi externe 18, une portion aval 36B de l'espace annulaire externe 36, cette portion aval 36B présentant une section de passage d'air S36B plus petite qu'une section de passage d'air S36A de la portion amont 36A de l'espace annulaire externe 36. 20 Le rétrécissement de la section de passage d'air dans la portion aval 36B par rapport à la portion amont 36A de l'espace annulaire externe 36 permet d'accélérer le flux d'air s'écoulant le long de la bride de liaison terminale 24 et donc d'améliorer le refroidissement de cette dernière. D'une manière générale, les sections de passage d'air respectives des 25 portions amont 36A et aval 36B de l'espace annulaire externe 36 n'étant pas constantes, les sections S36A et S36B considérées ci-dessus correspondent aux sections de passage d'air minimales de chacune des portions amont 36A et aval 36B, c'est-à-dire aux sections de passage d'air mesurées respectivement au niveau des régions les plus étroites respectives de chacune des portions amont 36A et aval 36B, comme illustré sur la 30 figure 2. 10 De plus, comme le montrent les figures 3, 4 et 7, l'élément de refroidissement externe 50 délimite, avec le carter externe 30, une chambre annulaire externe 54 comportant des orifices d'entrée d'air 56 et des orifices de sortie d'air 58B formés dans l'élément de refroidissement externe 50. 5 L'élément de refroidissement externe 50 comprend en outre des trous de refroidissement par impact 58A configurés pour refroidir par impacts de jets d'air la bride de liaison terminale 24 de la paroi externe 18 de la chambre. En référence aux figures 3 et 4, les orifices de sortie d'air 58B présentent des sections de passage d'air respectives S58B plus grandes que les sections de passage 10 d'air respectives S58A des trous de refroidissement par impact 58A, et sont davantage éloignés de la bride de liaison terminale 24 que ne le sont ces trous de refroidissement par impact 58A, ces derniers étant agencés directement en regard de la bride de liaison terminale 24. Les orifices de sortie d'air 58B permettent à une partie de l'air circulant 15 dans l'espace annulaire externe 36 de poursuivre sa circulation vers l'aval de manière directe, sans subir de perte de charge considérable du fait de la présence de l'élément de refroidissement externe 50. De plus, la somme des sections de passage d'air respectives S58B des orifices de sortie d'air 58B et de la section de passage d'air S36B de la portion aval 36B de 20 l'espace annulaire externe 36 est strictement inférieure à la section de passage d'air S36A de la portion amont 36A de l'espace annulaire externe 36. Une telle configuration permet de garantir l'accélération du flux d'air au sein de la portion aval 36B, et d'assurer que l'air alimentant les trous de refroidissement par impact 58A ait une pression suffisante pour permettre un refroidissement par impact 25 dans des conditions optimales. Dans l'exemple illustré, le nombre d'orifices d'entrée d'air 56 est égal au nombre d'orifices de sortie d'air 58B, et le diamètre des orifices d'entrée d'air 56 est sensiblement égal au double du diamètre des orifices de sortie d'air 58B. 11 Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'élément de refroidissement externe 50 est une plaque de révolution globalement en forme de V, sectorisée ou d'un seul tenant, comportant : - une première partie 60 de révolution agencée du côté amont au regard de la 5 direction générale d'écoulement de l'air au sein de l'espace annulaire externe 36, et - une deuxième partie 62 de révolution agencée du côté aval au regard de la direction générale d'écoulement de l'air au sein de l'espace annulaire externe 36. La première partie 60 comporte les orifices d'entrée d'air 56, et présente, du côté radialement externe, une extrémité libre 60A à bord recourbé vers 10 l'aval en appui précontraint sur le carter externe 30. La deuxième partie 62 présente une conformation telle que, vue en section axiale et parcourue dans une direction allant radialement de l'intérieur vers l'extérieur, la deuxième partie 62 comporte d'abord une portion radialement interne 62A, puis la deuxième partie 62 se recourbe en direction de l'aval en une portion 15 intermédiaire 62B, puis se recourbe radialement vers l'extérieur en une portion radialement externe 62C. La portion radialement interne 62A comporte les trous de refroidissement par impact 58A, tandis que la portion intermédiaire 62B comporte les orifices de sortie d'air 58B. 20 Enfin, la portion radialement externe 62C comporte des orifices 64 (figures 3 et 4) de passage d'organes de fixation 65 qui assurent la fixation d'une bride de fixation 66 du carter externe 30 (figure 7) à une bride de fixation 68 d'un carter extérieur 70 du distributeur 16 de turbine agencé en aval du carter externe 30. Les brides de fixation 66 et 68 prennent ainsi en sandwich la portion radialement externe 62C. 25 Les première et deuxième parties 60, 62 sont reliées entre elles de manière à former un nez 72 orienté radialement vers l'intérieur et agencé en amont de la bride de liaison terminale 24, de sorte que la portion radialement interne 62A de la deuxième partie 62 et la bride de liaison terminale 24 de la paroi externe 18 délimitent entre elles un étranglement 74 de la portion aval 36B de l'espace annulaire externe 36 30 (figure 7). 12 Dans le mode de réalisation illustré, lorsque la turbomachine est vue en section axiale, l'élément de refroidissement externe 50 forme ainsi, au sein de l'espace annulaire externe 36, un coude 75 partiellement délimité par la bride de liaison terminale 24. 5 Préférentiellement, la première partie 60 et la portion radialement interne 62A de la deuxième partie 62 forment entre elles un angle aigu, de sorte que le coude 75 soit au moins à 90 degrés, l'angle du coude étant mesuré dans le sens de l'écoulement de l'air au sein de l'espace annulaire externe 36. De manière analogue, l'élément de refroidissement interne 52 présente 10 une forme de révolution et s'étend, à partir du carter interne 32, en direction de la chambre annulaire de combustion 10, de manière à délimiter avec la bride de liaison 26 de la paroi interne 20, une portion aval 38B de l'espace annulaire interne 38, cette portion aval 38B présentant une section de passage d'air S38B plus petite qu'une section de passage d'air S38A de la portion amont 38A de l'espace annulaire interne 38. 15 Le rétrécissement de la section de passage d'air dans la portion aval 38B par rapport à la portion amont 38A de l'espace annulaire interne 38 permet d'accélérer le flux d'air s'écoulant le long de la bride de liaison terminale 26 et donc d'améliorer le refroidissement de cette dernière. Les sections de passage d'air respectives des portions amont 38A et aval 20 38B de l'espace annulaire interne 38 n'étant pas constantes, les sections S38A et S38B considérées ci-dessus correspondent aux sections de passage d'air minimales de chacune des portions amont 38A et aval 38B, c'est-à-dire aux sections de passage d'air mesurées respectivement au niveau des régions les plus étroites de chacune des portions amont 38A et aval 38B, comme illustré sur la figure 2. 25 De plus, comme le montrent les figures 5, 6 et 8, l'élément de refroidissement interne 52 délimite, avec le carter interne 32, une chambre annulaire interne 80 comportant des orifices d'entrée d'air 82 et des orifices de sortie d'air 84B formés dans l'élément de refroidissement interne 52. 13 L'élément de refroidissement interne 52 comprend en outre des trous de refroidissement par impact 84A configurés pour refroidir par impacts de jets d'air la bride de liaison terminale 26 de la paroi interne 20 de la chambre. En référence aux figures 5 et 6, les orifices de sortie d'air 84B présentent 5 des sections de passage d'air respectives S84B plus grandes que les sections de passage d'air respectives S84A des trous de refroidissement par impact 84A, et sont davantage éloignés de la bride de liaison terminale 26 que ne le sont ces trous de refroidissement par impact 84A. Les orifices de sortie d'air 84B permettent à une partie de l'air circulant 10 dans l'espace annulaire interne 38 de poursuivre sa circulation vers l'aval de manière directe, sans subir de perte de charge considérable du fait de la présence de l'élément de refroidissement interne 52. De plus, la somme des sections de passage d'air respectives S84B des orifices de sortie d'air 84B et de la section de passage d'air S38B de la portion aval 38B de 15 l'espace annulaire interne 38 est strictement inférieure à la section de passage d'air S38A de la portion amont 38A de l'espace annulaire interne 36. Une telle configuration permet de garantir l'accélération du flux d'air au sein de la portion aval 38B, et d'assurer que l'air alimentant les trous de refroidissement par impact 84A ait une pression suffisante pour permettre un refroidissement par impact dans des conditions optimales. 20 Dans l'exemple illustré, le nombre d'orifices d'entrée d'air 82 est égal au nombre d'orifices de sortie d'air 84B, et le diamètre des orifices d'entrée d'air 82 est sensiblement égal 5/3 du diamètre des orifices de sortie d'air 84B. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'élément de refroidissement interne 52 est une plaque de révolution, sectorisée ou d'un seul tenant, 25 comportant : - une première partie 90 de révolution agencée du côté amont au regard de la direction générale d'écoulement de l'air au sein de l'espace annulaire interne 38, et - une deuxième partie 92 de révolution agencée du côté aval au regard de la direction générale d'écoulement de l'air au sein de l'espace annulaire interne 38. 14 La première partie 90 s'étend sensiblement axialement et présente, du côté amont, une extrémité libre 90A à bord légèrement recourbé radialement vers l'extérieur en appui précontraint sur le carter interne 32. Cette première partie 90 comporte les orifices d'entrée d'air 82. 5 La deuxième partie 92 présente une conformation telle que, vue en section axiale et parcourue dans une direction allant radialement de l'extérieur vers l'intérieur, la deuxième partie 92 comporte d'abord une portion radialement externe 92A s'étendant sensiblement radialement, puis la deuxième partie 92 se recourbe en direction de l'aval en une portion intermédiaire 92B s'étendant sensiblement axialement, puis la 10 deuxième partie 92 se recourbe radialement vers l'extérieur en une portion radialement interne 92C s'étendant sensiblement radialement. À l'extrémité radialement interne de la portion radialement interne 92C, l'élément de refroidissement interne 52 se recourbe en direction de l'amont en sa première partie 90. La portion radialement interne 92C comporte les trous de 15 refroidissement par impact 84A, tandis que la portion radialement externe 92A comporte les orifices de sortie d'air 84B et des orifices 94 (figures 5 et 6) de passage d'organes de fixation 95 qui assurent la fixation d'une bride de fixation 96 du carter interne 32 (figure 8) à une bride de fixation 98 du carter intérieur 40 du distributeur 16 agencé en aval du carter interne 32. Les brides de fixation 96 et 98 prennent ainsi en sandwich la portion 20 radialement interne 92C, par exemple avec interposition d'une rondelle 100. Dans l'exemple illustré, la bride de fixation 98 intègre les canaux 46 permettant la circulation de la partie restante du flux d'air vers l'aval au-delà de l'espace annulaire interne 38. Comme le montrent les figures 5, 6 et 8, les portions intermédiaire 92B et radialement interne 92C forment, avec une portion aval de la première partie 90, un 25 nez 102 orienté vers l'aval et agencé en amont de la bride de liaison terminale 26, de sorte que la portion radialement interne 92C de la deuxième partie 92 et la bride de liaison terminale 26 de la paroi interne 20 délimitent entre elles un étranglement 104 de la portion aval 38B de l'espace annulaire interne 38 (figure 8). Dans le mode de réalisation illustré, lorsque la turbomachine est vue en 30 section axiale, l'élément de refroidissement interne 52 forme ainsi, au sein de l'espace 15 annulaire interne 38, une succession de coudes 105 partiellement délimitée par la bride de liaison terminale 26. La succession de coudes 105 comporte par exemple un coude à 180 degrés suivi d'un coude à 90 degrés. 5 Dans un exemple typique d'application, les éléments de refroidissement 50 et 52 sont réalisés en un superalliage de Nickel et de Chrome, et présentent une épaisseur comprise entre 1 et 2 millimètres. Afin de garantir des sections de passage d'air satisfaisantes en ce qui concerne les portions aval 36B, 38B des espaces annulaires 36, 38 et en ce qui concerne 10 les orifices d'entrée d'air 56, 82 et de sortie d'air 58B, 84B, les dimensions des éléments de refroidissement 50 et 52 sont déterminées à chaud, c'est-à-dire en tenant compte des températures en fonctionnement et des dilatation thermiques différentielles qui en résultent. En fonctionnement, comme le montre la figure 7, l'air du flux externe F2 15 se divise en un flux de refroidissement convectif F2B qui circule dans la portion aval 36B de l'espace annulaire externe, le long de la bride de liaison terminale 24 correspondante, en étant accéléré par le rétrécissement de section induit par l'élément de refroidissement externe 50, et un flux F2C pénétrant dans la chambre annulaire externe 54 par les orifices d'entrée d'air 52 de l'élément de refroidissement externe 50. Ce flux F2C se divise lui- 20 même en un flux de refroidissement par impact F2D passant au travers des trous de refroidissement par impact 58A, et un flux de contournement F2E qui poursuit sa circulation vers l'aval directement au travers des orifices de sortie d'air 58B, sans subir de perte de charge considérable en passant au travers de l'élément de refroidissement externe 50. 25 De manière analogue, comme le montre la figure 8, l'air du flux interne F3 se divise en un flux de refroidissement convectif F3B qui circule dans la portion aval 38B de l'espace annulaire interne, le long de la bride de liaison terminale 26 correspondante, en étant accéléré par le rétrécissement de section induit par l'élément de refroidissement interne 52, et un flux F3C pénétrant dans la chambre annulaire 30 interne 80 par les orifices d'entrée d'air 82 de l'élément de refroidissement interne 52. Ce 16 flux F3C se divise lui-même en un flux de refroidissement par impact F3D passant au travers des trous de refroidissement par impact 84A, et un flux de contournement F3E qui poursuit sa circulation vers l'aval directement au travers des orifices de sortie d'air 84B, sans subir de perte de charge considérable en passant au travers de l'élément REVENDICATIONS1. Turbomachine (11) pour aéronef, comprenant : - une chambre annulaire de combustion (10), comportant deux parois de révolution coaxiales, à savoir une paroi externe (18) et une paroi interne (20), présentant des premières extrémités respectives reliées l'une à l'autre par une paroi de fond de chambre (22), et des secondes extrémités respectives opposées pourvues de brides de liaison terminales respectives (24, 26), et - un premier carter (30; 32) délimitant, entre celui-ci et une première (18; 20) des parois externe et interne, une portion amont (36A; 38A) d'un premier espace annulaire (36; 38) permettant le passage d'un premier flux d'air (F2 ; F3) le long et à l'extérieur de la chambre annulaire de combustion (10), caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un premier élément de refroidissement (50; 52), qui présente une forme de révolution et s'étend à partir du premier carter (30; 32) en direction de la chambre annulaire de combustion de manière à délimiter, entre le premier élément de refroidissement (50; 52) et la bride de liaison terminale (24; 26) de ladite première (18; 20) des parois externe et interne, une portion aval (36B; 38B) du premier espace annulaire, présentant une section de passage d'air (S36B ; S38B) plus petite qu'une section de passage d'air (S36A ; S38A) de la portion amont (36A; 36B) du premier espace annulaire, le premier élément de refroidissement (50; 52) délimitant, entre celui-ci et le premier carter (30; 32), une première chambre annulaire (54; 80), et la première chambre annulaire (54; 80) comportant des orifices d'entrée d'air (56; 82) et des orifices de sortie d'air (58B; 84B) formés dans le premier élément de refroidissement. 2. Turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle le premier élément de refroidissement (50; 52) comprend en outre des trous de refroidissement par impact (58A; 84A) configurés pour refroidir par impacts de jets d'air la bride de liaison terminale (24; 26) de ladite première (18; 20) des parois externe et interne, les orifices de sortie d'air (58B; 84B) présentant des sections de passage d'air respectives (S58B ; 18 S84B) plus grandes que des sections de passage d'air respectives (S58A ; S84A) des trous de refroidissement par impact (58A; 84A), et les orifices de sortie d'air (58B; 84B) étant davantage éloignés de la bride de liaison terminale (24; 26) de ladite première (18; 20) des parois externe et interne que ne le sont les trous de refroidissement par impact (58A; 5 84A). 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle les orifices de sortie d'air (58B; 84B) sont configurés de sorte que la somme des sections de passage d'air respectives (S58B ; S84B) de ceux-ci et de la section de passage d'air (S36B ; 10 S38B) de la portion aval (36B; 38B) du premier espace annulaire est strictement inférieure à la section de passage d'air (S36A ; S38A) de la portion amont (36A; 38A) du premier espace annulaire. 4. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, 15 dans laquelle le premier élément de refroidissement (50; 52) forme au moins un coude (75; 105) partiellement délimité par la bride de liaison terminale (24; 26) de ladite première (18; 20) des parois externe et interne, au sein du premier espace annulaire (36; 38). 20 5. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le premier élément de refroidissement (50; 52) est une plaque présentant une première partie (60; 90) comportant les orifices d'entrée d'air (56; 82), une deuxième partie (62; 92) comportant les orifices de sortie d'air (58B; 84B) et reliée à la première partie de sorte que les première et deuxième parties forment un nez (72; 102). 25 6. Turbomachine selon la revendication 5, dans laquelle la première partie (60; 90) du premier élément de refroidissement (50; 52) présente une extrémité libre (60A; 90A) en appui précontraint sur le premier carter (30; 32). 19 7. Turbomachine selon la revendication 5 ou 6, dans laquelle la deuxième partie (62; 92) du premier élément de refroidissement (50; 52) est fixée à une bride de fixation (66; 96) du premier carter (30; 32). 5 8. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, dans laquelle la bride de liaison terminale (24) de ladite première (18) des parois externe et interne est formée d'une collerette, et le nez (72) du premier élément de refroidissement (50) est orienté radialement vers l'intérieur et agencé en amont par rapport à la collerette. 10 9. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, dans laquelle la bride de liaison terminale (26) de ladite première (20) des parois externe et interne comporte une partie d'extrémité coudée (26A) convexe en direction de l'amont ayant une extrémité libre (26B) en appui radial sur le premier carter (32) ou sur un autre 15 carter (40) prolongeant le premier carter (32), et le nez (102) du premier élément de refroidissement (52) est orienté vers l'aval et agencé entre ladite première (20) des parois externe et interne et la partie d'extrémité coudée (26A). 10. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, 20 comprenant en outre : - un second carter (32; 30) délimitant, entre celui-ci et une seconde (20; 18) des parois externe et interne, une portion amont (38A; 36A) d'un second espace annulaire (38; 36) permettant le passage d'un second flux d'air (F3 ; F2) le long et à l'extérieur de la chambre annulaire de combustion (10), et 25 - un second élément de refroidissement (52; 50), qui présente une forme de révolution et s'étend à partir du second carter (32; 30) en direction de la chambre annulaire de combustion (10) de manière à délimiter, entre le second élément de refroidissement (52; 50) et la bride de liaison terminale (26; 24) de ladite seconde (20; 18) des parois externe et interne, une portion aval (38B; 36B) du second espace annulaire 30 (38; 36), présentant une section de passage d'air (S38B ; S36B) plus petite qu'une section 20 de passage d'air (S38A ; S36A) de la portion amont (38A; 36A) du second espace annulaire (38; 36), et dans laquelle : - le second élément de refroidissement (52; 50) délimite, entre celui-ci et le second 5 carter (32; 30), une seconde chambre annulaire (80; 54), et - la seconde chambre annulaire (80; 54) comporte des orifices d'entrée d'air (82; 56) et des orifices de sortie d'air (84B; 58B) formés dans le second élément de refroidissement (52; 50).