FR 2832178 A1 20030516 FR 0114769 A 20011115 Arrière-plan de l'invention La présente invention est relative aux dispositifs de refroidissement pour des anneaux fixes entourant des passages de gaz chauds de turbines à gaz de moteurs d'avions, et plus particulièrement aux dispositifs de refroidissement utilisant des cavités alimentées en air de refroidissement par des circuits d'impact situés à l'extérieur de ces anneaux. Classiquement, un compresseur de turbine à gaz pour moteur d'avion comporte une pluralité d'aubes fixes et une pluralité d'aubes mobiles disposées en alternance sur le passage de gaz chauds issus d'une section de compression. Les aubes mobiles sont entourées sur toute la circonférence d'un logement fixe de la turbine par une pluralité de segments d'anneau formant un anneau. Ces segments d'anneau définissent en partie le passage pour les gaz chauds à travers les aubes de turbine. Les segments d'anneau de la turbine sont en outre disposés de manière à ce que l'espace entre le sommet des aubes mobiles et ces segments soit le plus petit possible. Il est connu de munir ces anneaux de dispositifs de refroidissement leur permettant de supporter les températures élevées des gaz chauds. L'une des méthodes connues pour refroidir les segments d'anneau consiste à alimenter en air de refroidissement une plaque d'impact montée sur le corps de ces segments. Cette plaque comporte une pluralité d'orifices pour le passage de l'air de refroidissement. Compte-tenu de la différence de pression de chaque côté cette plaque, l'air traverse celle-ci à une vitesse relativement élevée et impacte sur les parois des segments d'anneau à refroidir. Cet arrangement de la plaque d'impact ne permet pas d'obtenir un refroidissement efficace et requiert un flux d'air de refroidissement important. Plus particulièrement, la plaque d'impact est généralement trop espacée des éléments à refroidir. Afin de résoudre ce problème, il est également connu d'aménager des cavités du côté extérieur de la paroi des segments d'anneau qui est en contact avec les gaz chauds. Ces cavités sont typiquement alimentées en air de refroidissement par des circuits d'impact. On connaît par exemple le brevet US 6,126, 389 qui décrit un dispositif de refroidissement pour anneaux de turbine comportant plusieurs cavités alimentées par des circuits d'impact. Plus précisément, les segments d'anneau comportent quatre cavités séparées par des nervures et recouvertes d'un couvercle muni en son centre d'un conduit d'acheminement d'air de refroidissement. Le dispositif de refroidissement proposé par ce brevet présente de multiples inconvénients. Notamment, il existe un jeu entre les nervures et le couvercle de sorte que de l'air peut passer d'une cavité vers une autre. Cette mauvaise étanchéité entre les cavités affecte l'efficacité du refroidissement des segments d'anneau. D'autre part, ce dispositif pose des problèmes au montage car il est nécessaire d'utiliser une pièce intermédiaire fixée sur le carter de la turbine et sur laquelle sont maintenus les segments d'anneau. Cette entretoise accroît le coût du dispositif et augmente les risques de fuites. Objet et résumé de l'invention La présente invention vise donc à pallier de tels inconvénients en proposant un dispositif de refroidissement pour anneaux de turbine qui offre un refroidissement efficace et homogène tout en limitant le risque de fuites. A cet effet, il est prévu un dispositif de refroidissement pour un anneau fixe entourant un passage de gaz chauds d'une turbine à gaz, ledit anneau étant entouré par un logement fixe annulaire dans lequel débouche au moins un orifice d'alimentation en air de refroidissement, et étant composé d'une pluralité de segments d'anneau, chaque segment comprenant au moins deux cavités d'impact disposées l'une à côté de l'autre en direction axiale et séparées par une nervure centrale, les cavités ayant des parois percées d'une pluralité de trous d'émission d'air s'ouvrant dans lesdites cavités et débouchant dans le passage de gaz chauds, caractérisé en ce que chaque cavité est recouverte d'une chemise d'impact particulière fixée de façon étanche sur le pourtour de la cavité et dans laquelle sont pratiqués une pluralité de perçages pour le passage d'air de refroidissement vers la paroi de la cavité. De la sorte, ce dispositif permet d'obtenir une température axiale homogène de l'anneau. Le refroidissement est d'autant plus efficace que l'étanchéité est assurée entre les cavités. La nervure centrale permet en outre d'éviter une déformation des segments d'anneau dû aux différences de températures auquel ils sont soumis. Elle est avantageusement refroidie grâce à des perçages pratiqués latéralement dans une au moins des chemises, perçages qui débouchent en regard de la nervure. Le débit nécessaire au refroidissement de l'anneau dans la partie aval peut être différent, par exemple réduit par rapport à l'amont, en choisissant des motifs de perçage des chemises d'impact différents à l'amont et à l'aval. En outre, les trous d'émission d'air débouchant dans le passage des gaz chauds peuvent être inclinés par rapport aux directions axiale et/ou radiale. Enfin, ce dispositif de refroidissement peut être étendu à des segments d'anneau comportant plus de deux cavités, par exemple à des segments d'anneau à quatre cavités réparties dans des directions axiale et radiale. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 représente schématiquement une partie du logement d'une turbine à gaz illustrant l'emplacement d'un anneau par rapport à celui des aubes de la turbine ; - la figure 2 est une vue agrandie et en coupe du dispositif de refroidissement de l'anneau de la figure 1 selon un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 3 est une vue en perspective et en éclaté de l'anneau de la figure 2 montrant en détails les chemises d'impact disposées dans les cavités d'un segment d'anneau. Description détaillée d'un mode de réalisation On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente schématiquement une partie d'un logement annulaire fixe creux 1 formant carter d'une turbine à gaz de moteur d'avion. Un anneau de turbine 2 est fixé à ce logement et entoure des aubes mobiles 4 disposées dans le passage 6 de gaz chauds issus d'une section de compression (non représentée). La direction du flux de ces gaz chauds est indiquée par la flèche 8. Les aubes mobiles 4 tournent autour de l'axe de l'arbre de la turbine (non représenté) et sont disposées à côté d'aubes fixes 10. Par ailleurs, l'anneau 2 se compose d'une pluralité de segments d'anneau 12 disposés circonférentiellement l'un par rapport à l'un autre dans le logement fixe de la turbine. En se référant plus particulièrement à la figure 2, on voit qu'un segment d'anneau 12 comporte une paroi annulaire interne 14 s'étendant dans les directions axiale et radiale sur une partie de la circonférence interne du logement 1 de turbine de façon à définir en partie le passage 6 des gaz chauds. L'une des extrémités axiales du segment d'anneau se présente sous la forme d'un crochet 16 dans lequel vient se loger un bord en saillie 18 du logement fixe 1 afin d'assurer une bonne fixation de ce segment d'anneau. La fixation du segment 12 sur le logement fixe à l'autre extrémité 17 peut être réalisée de manière identique ou équivalente (par exemple, on pourra utiliser une bride ou tout autre moyen équivalent pour assembler ces deux éléments), l'essentiel étant également d'obtenir une bonne étanchéité de l'ensemble. Le logement fixe creux 1 comporte au moins un orifice 20 d'alimentation en air de refroidissement. Cet air de refroidissement provient d'une partie de l'air extérieur qui traverse la soufflante du moteur et contourne la chambre de combustion. Le segment d'anneau 12 comporte au moins deux cavités d'impact 22 et 24, formées à l'extérieur de la paroi axiale 14, respectivement en amont et en aval par rapport la direction du flux des gaz chauds indiquée par la flèche 8. Ces cavités sont séparées par une nervure centrale 26 et présentent chacune une pluralité de trous d'émission 28 s'ouvrant dans lesdites cavités et débouchant dans le passage 6 des gaz chauds. Plus précisément, ces trous d'émission 28 sont pratiqués dans la paroi axiale 14 du segment d'anneau et au moins certains d'entre eux sont de préférence inclinés par rapport aux directions axiales et/ou radiales de manière à augmenter la surface d'échange par pompage thermique dans les trous d'émission. Par ailleurs, la cavité 22 située en amont comporte un plus grand nombre de trous d'émission 28 que celle 24 située en aval de sorte que le refroidissement est plus important en amont du segment qu'en aval. Dans l'exemple illustré, la cavité aval 24 présente des trous 28 uniquement dirigés vers l'aval. Les cavités amont 22 et aval 24 sont chacune recouverte d'une chemise d'impact, respectivement 30 et 30', sous forme d'une tôle à section en U dans le fond de laquelle sont pratiqués une pluralité de perçages 32 pour le passage de l'air. Les bords de ces chemises sont avantageusement fixés de façon étanche par soudage ou par brasage sur les pourtours des cavités 22,24, incluant la nervure centrale 26. De la sorte, les deux circuits de refroidissement composés des cavités recouvertes de leur propre chemise d'impact sont parfaitement indépendants l'un de l'autre. Chaque circuit possède sa propre chemise d'impact ce qui permet de n'enlever qu'une seule d'entre elles si l'on souhaite modifier le motif des perçages 32. En outre, les chemises d'impact peuvent être facilement enlevées par fraisage. Les motifs de perçages 32 pratiqués dans le fond des chemises d'impact 30 et 30'sont adaptés au refroidissement souhaité. Par exemple, sur la figure 3, on voit que les perçages 32 de la chemise 30 de la cavité amont 22 sont plus nombreux que ceux réalisés sur la chemise 30'de la cavité aval 24 de sorte que le refroidissement est plus important à l'amont qu'à l'aval. Cette caractéristique permet d'homogénéiser le gradient axial de température. Comme on le remarque toujours sur la figure 3, ces mêmes perçages sont, de manière avantageuse, sensiblement alignés en rangées dans une direction sensiblement parallèle à la direction 8 du flux des gaz chauds dans le passage 6. Cette caractéristique permet d'obtenir une répartition homogène de l'air de refroidissement sur toute la surface de la chemise d'impact. L'air traversant les perçages 32 des chemises 30, 30'vient alors impacter sur la face interne de la paroi axiale 14 pour refroidir celle-ci à partir de sa surface interne. Toujours avantageusement, l'une des chemises d'impact (par exemple, la chemise 30 de la cavité amont 22) comporte des perçages latéraux 34 s'ouvrant dans la cavité recouverte par cette chemise et débouchant en regard de la nervure centrale 26 afin d'assurer le refroidissement de cette dernière. Cette nervure centrale permet également de rigidifier le segment d'anneau pour limiter les distorsions du segment d'anneau produites par les gaz chauds, et donc de diminuer l'espace entre le sommet des aubes mobiles et ce segment d'anneau. Des passages latéraux semblables s'ouvrant en regard de la nervure 26 pourront être formés dans la chemise d'impact aval 30'. Il demeure bien entendu que la présente invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits ci-dessus mais qu'elle en englobe toutes les variantes. Par exemple, chaque segment d'anneau pourra comprendre au moins quatre cavités d'impact réparties dans les directions axiale et circonférentielle. Ces cavités seront alors séparées par deux nervures centrales sensiblement perpendiculaires et recouvertes chacune d'une chemise d'impact dont les motifs de perçages seront adaptés au refroidissement souhaité. REVENDICATIONS 1. Dispositif de refroidissement pour un anneau fixe (2) entourant un passage (6) de gaz chauds d'une turbine à gaz, ledit anneau étant entouré par un logement fixe annulaire (1) dans lequel débouche au moins un orifice (20) d'alimentation en air de refroidissement, et étant composé d'une pluralité de segments d'anneau (12), chaque segment comprenant au moins deux cavités d'impact (22,24) disposées l'une à côté de l'autre en direction axiale et séparées par une nervure centrale (26), les cavités ayant des parois percées d'une pluralité de trous d'émission d'air (28) s'ouvrant dans lesdites cavités et débouchant dans le passage (6) de gaz chauds, caractérisé en ce que chaque cavité (22,24) est recouverte d'une chemise d'impact particulière (30, 30') fixée de façon étanche sur le pourtour de la cavité et dans laquelle sont pratiqués une pluralité de perçages (32,34) pour le passage d'air de refroidissement vers la paroi de la cavité. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une des chemises d'impact (30, 30') comporte un ou plusieurs perçages latéraux (34) s'ouvrant dans la cavité correspondante (22,24) en regard de la nervure centrale (26) afin d'assurer le refroidissement de cette dernière. 3. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que chaque chemise d'impact a une paroi de fond dans laquelle est formée une pluralité de rangées de perçages (32) alignés dans une direction sensiblement parallèle à une direction (8) du flux des gaz chauds dans le passage (6) de manière à d'obtenir une répartition homogène de l'air de refroidissement sur toute la surface des chemises d'impact. 4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les trous d'émission d'air (28) débouchant dans le passage (6) des gaz chauds sont inclinés par rapport aux directions axiale et/ou radiale. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque segment d'anneau (12) comporte au moins quatre cavités d'impact réparties dans des directions axiale et circonférentielle. 6. Turbine à gaz ayant au moins un anneau fixe (2) entourant un passage (6) pour des gaz chauds, caractérisée en ce que l'anneau est muni d'un dispositif de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes.