FR 2918105 A1 20090102 FR 0756067 A 20070627 AUBE REFROIDIE DE TURBOMACHINE COMPRENANT DES TROUS DE REFROIDISSEMENT A DISTANCE D'IMPACT VARIABLE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale aux aubes refroidies de turbomachine, et en particulier aux aubes de turbine, fortement sollicitées thermiquement. L'invention s'applique de préférence à un turboréacteur pour aéronef. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE De l'art antérieur, il est connu une aube de turbine haute pression comprenant un bord d'attaque refroidi par impact d'air frais, cette aube comportant d'une part une cavité de refroidissement partiellement délimitée par le bord d'attaque et cheminant le long de celui-ci, et d'autre part une cavité de circulation alimentée en air frais, et adjacente à la cavité de refroidissement. Les deux cavités adjacentes s'étendant selon la direction radiale de l'aube sont séparées par une paroi percée d'une pluralité de trous de passage d'air permettant à l'air frais de circuler de la cavité de circulation d'air frais vers la cavité de refroidissement. Ces trous de passage d'air, répartis selon la direction radiale de l'aube, présentent chacun une sortie définissant une ligne directrice d'éjection de l'air au sein de la cavité de refroidissement, ainsi qu'une distance d'impact, selon la ligne directrice associée, entre la sortie du trou et un point d'impact de l'air frais sur le bord d'attaque. Avec cette configuration, l'air frais vient impacter intérieurement le bord d'attaque de l'aube, qui est par ailleurs sollicité thermiquement extérieurement par le flux primaire de la turbomachine, sortant de la chambre de combustion. Il se crée par conséquent un échange thermique conduisant au but recherché de refroidissement du bord d'attaque. Il est connu que le flux primaire annulaire sortant de la chambre de combustion dispose généralement d'une température non constante dans la direction radiale. Par exemple, son profil de température est tel que la température des gaz à mi- hauteur peut-être sensiblement plus importante que celle des gaz aux extrémités radiales interne et externe du flux. Il en résulte une sollicitation thermique non uniforme le long du bord d'attaque de chaque aube, qui est susceptible de conduire à l'apparition d'un gradient thermique important selon la hauteur du bord d'attaque. Naturellement, un tel gradient thermique produit des contraintes mécaniques pénalisant directement la durée de vie de l'aube, de sorte qu'il doit être minimisé au maximum. Pour ce faire, il a été proposé de faire varier l'intensité de refroidissement par impact d'air frais, selon la direction radiale de l'aube, en fonction du niveau de sollicitations thermiques rencontré localement. Les techniques connues pour obtenir une telle variation de l'intensité de refroidissement sont d'une part l'augmentation du diamètre des trous de passage d'air frais dans la paroi de séparation des deux cavités, et d'autre part la variation de l'écartement entre ces mêmes trous. Néanmoins, ces techniques ne s'avèrent pas suffisamment efficaces, en ce sens qu'elles ne permettent pas de réduire à un niveau raisonnable le gradient thermique rencontré le long du bord d'attaque de l'aube, sollicité variablement en température par le flux primaire selon cette même direction. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but principal de proposer une aube pour turbomachine remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet une aube de turbomachine comprenant un bord d'attaque refroidi par impact d'air frais, ladite aube comprenant d'une part une cavité de refroidissement partiellement délimitée par ledit bord d'attaque et cheminant le long de celui-ci, et d'autre part une cavité de circulation d'air frais adjacente à ladite cavité de refroidissement de laquelle elle est séparée par une paroi de séparation percée d'une pluralité de trous de passage d'air permettant à l'air frais de circuler de ladite cavité de circulation d'air frais vers ladite cavité de refroidissement, lesdits trous de passage d'air, répartis selon la direction radiale de l'aube, présentant chacun une sortie définissant une ligne directrice d'éjection de l'air au sein de ladite cavité de refroidissement, ainsi qu'une distance d'impact, selon la ligne directrice associée, entre ladite sortie du trou et un point d'impact de l'air frais sur le bord d'attaque. Selon l'invention, ladite distance d'impact est évolutive dans la direction radiale de l'aube, et fonction de l'intensité de refroidissement recherchée aux points d'impact concernés. En d'autres termes, contrairement aux réalisations de l'art antérieur, la distance d'impact est prévue pour être évolutive le long du bord d'attaque de l'aube, à savoir non constante ou encore variable, étant entendu que plus la distance d'impact est faible, plus l'intensité de refroidissement obtenue au point d'impact associé est élevée, et inversement. La variation de la distance d'impact constitue donc un paramètre supplémentaire permettant d'adapter l'intensité de refroidissement au profil de température du flux primaire sollicitant thermiquement le bord d'attaque de l'aube, de préférence en vue d'obtenir une température de bord d'attaque sensiblement homogène dans la direction radiale. Cette particularité propre à l'invention permet de limiter au maximum l'apparition d'un gradient thermique le long du bord d'attaque, ce qui conduit avantageusement à l'augmentation de la durée de vie de l'aube. Il est précisé que le caractère évolutif de la distance d'impact, peut, si nécessaire, être combiné aux paramètres déjà connus de l'art antérieur pour permettre l'adaptation de l'intensité de refroidissement, à savoir l'augmentation du diamètre des trous de passage d'air frais dans la paroi de séparation des deux cavités, et la variation de l'écartement entre ces mêmes trous. De préférence, ladite paroi de séparation prend la forme d'une base s'étendant sensiblement selon la direction radiale de l'aube, à partir de laquelle des excroissances font saillie à l'intérieur de ladite cavité de refroidissement, lesdits trous de passage d'air étant prévus à travers lesdites excroissances. Néanmoins, des solutions alternatives peuvent naturellement être envisagées, comme celle visant à prévoir une paroi de séparation d'épaisseur sensiblement constante. De préférence, pour au moins une portion radiale de l'aube, ladite distance d'impact évolue de façon décroissante puis croissante dans la direction radiale de l'aube, en allant vers l'extrémité radiale externe de celle-ci. Dans un tel cas, le trou de passage correspondant à la jonction entre la partie décroissante et la partie croissante dispose de la distance d'impact la plus petite de la portion radiale d'aube considérée, et permet d'obtenir la plus forte intensité de refroidissement à son point d'impact associé. Cette configuration permet par exemple d'obtenir une température de bord d'attaque sensiblement homogène selon la direction radiale, alors que le profil de température du flux primaire sortant de la chambre de combustion est tel que la température des gaz à mi-hauteur est sensiblement plus importante que celle des gaz aux extrémités radiales interne et externe du flux. De préférence, l'aube est réalisée d'un seul tenant avec ladite paroi de séparation, même si une solution alternative dans laquelle ladite paroi serait rapportée fixement sur l'aube pourrait être envisagée, sans sortir du cadre de l'invention. Préférentiellement, lesdits trous de passage d'air sont pratiqués de sorte que lesdits points d'impacts associés se situent au niveau du bord d'attaque de ladite aube, à l'intérieur de la cavité de refroidissement. Un autre objet de la présente invention réside dans une turbine pour turbomachine, de préférence une turbine haute pression, comprenant une pluralité d'aubes telles que celle présentée ci-dessus. En outre, un autre objet de l'invention est constitué par une turbomachine comprenant une turbine telle que celle indiquée ci-dessus, ladite turbomachine prenant de préférence la forme d'un turboréacteur pour aéronef. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective montrant une aube de turbine pour turbomachine d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 2 représente une vue en coupe prise selon le plan P de la figure 1 ; - la figure 3 représente une vue en perspective de la paroi de séparation de cavités montrée sur les figures 1 et 2 ; - la figure 4 représente un graphe dont la courbe montre la distance d'impact associée aux trous de passage d'air frais, en fonction de leur hauteur selon la direction radiale de l'aube ; et - la figure 5 représente une vue partielle et similaire à celle montrée sur la figure 2, la paroi de séparation de cavités se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation préféré de la présente invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d'abord à la figure 1, on peut apercevoir une aube 1 de turbine haute pression, de préférence pour turboréacteur d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. L'aube 1 présente une pale 3 disposant d'un bord d'attaque 2 et d'un bord de fuite 4, espacés l'un de l'autre dans une direction principale d'écoulement des gaz sortant de la chambre de combustion du turboréacteur, cette direction étant représentée par la flèche 6. Le bord d'attaque 2 s'étend sensiblement selon une direction radiale de l'aube, à partir d'un pied d'aube 7 portant la pale 3 et servant à la fixation de l'aube sur un disque de turbine. Cette direction radiale, représentée par la flèche 8, correspond également à la direction de la hauteur de l'aube et de son bord d'attaque. L'aube 1 présente une conception assurant le refroidissement de son bord d'attaque 2 par impact d'air frais, permettant ainsi de faire face aux fortes sollicitations en température exercées par le flux primaire sur ce même bord d'attaque. Pour ce faire, l'aube 1 comprend une cavité de circulation d'air frais 10 s'étendant sensiblement selon la direction radiale 8, tout le long de la pale 3. Il est alimenté en air frais par un conduit 11 débouchant radialement vers l'intérieur et traversant le pied d'aube 7, ce conduit 11 étant lui-même alimenté en air frais par le disque de turbine. De plus, elle comprend une cavité de refroidissement 12 adjacente, s'étendant également sensiblement selon la direction radiale 8, tout le long de la pale 3. La cavité 12 est délimitée vers l'amont, par rapport à la direction principale d'écoulement des gaz 6, par le bord d'attaque 2 le long duquel elle chemine, et délimitée vers l'aval par une paroi de séparation 14. C'est cette même paroi 14 qui sépare les deux cavités 10 et 14, de sorte qu'elle chemine elle aussi selon la direction radiale 8. La paroi 14 est percée d'une pluralité de trous de passage d'air 16 permettant à l'air frais de circuler de la cavité 10 vers la cavité 12, ces trous 16 étant espacés les uns des autres selon la direction radiale 8. Par conséquent, l'air de refroidissement empruntant le conduit 11 pénètre d'abord dans la cavité de circulation 10, avant de traverser les trous 16 pour ensuite pénétrer dans la cavité de refroidissement 12, et impacter le bord d'attaque 2 en vue de son refroidissement. Des perforations (non représentées) sont prévues sur le bord d'attaque 2 afin d'assurer l'éjection de l'air hors de l'aube. Ce principe étant connu de l'homme du métier, il ne sera donc pas davantage décrit. En référence à la figure 2 correspondant à une coupe selon le plan P de la figure 1, sensiblement orthogonal à la direction radiale 8, on peut voir que chacun des trous traversants 16 (un seul visible sur la vue en coupe) présente une sortie 18 côté cavité de refroidissement 12, qui définit une ligne directrice 19 d'éjection de l'air frais au sein de cette cavité 12. Naturellement, dans le cas représenté sur les figures où les trous 16 sont cylindriques et de préférence de sections circulaires, cas qui n'est cependant pas limitatif, la ligne directrice 19 correspond à l'axe du trou cylindrique concerné. A chaque trou de passage 16 est également associée une distance d'impact Di, prise selon la ligne directrice correspondante 19, entre la sortie du trou 18 et un point d'impact 20 de l'air frais sur la paroi intérieure du bord d'attaque 2. De préférence, on fait en sorte que pour chacun des trous de passage d'air 16, le point d'impact 20 se situe au niveau du bord d'attaque de l'aube, à l'intérieur de la cavité de refroidissement 12. Ainsi, comme le montre la figure 2, on peut prévoir que chaque point d'impact 20 se situe sur le squelette 22 de l'aube reliant le bord d'attaque 2 au bord de fuite 4, le squelette correspondant de manière connue à la ligne formée par tous les points équidistants de l'intrados et de l'extrados, et étant également dénommé ligne moyenne ou ossature de l'aube. En référence conjointement aux figures 2 et 3, on peut apercevoir que la paroi de séparation 14 prend la forme d'une base 24 de préférence d'épaisseur sensiblement constante et s'étendant selon la direction radiale 8, cette base 24 portant des excroissances 26, par exemple de forme cylindrique, faisant saillie à l'intérieur de la cavité de refroidissement 12. De plus, les trous de passage d'air 16 sont prévus à travers ces excroissances 26, puis sont prolongés à travers la base 24 de manière à déboucher dans la cavité de circulation d'air 10. De cette manière, comme cela est le mieux visible sur la figure 3, les excroissances 26 en forme de plots sont espacées les unes des autres selon la direction radiale 8, et portent chacune un trou de passage 16 traversant entièrement la paroi de séparation 14. L'une des particularités de la présente invention réside dans le fait que la distance d'impact Di varie selon les trous 16. En d'autres termes, la distance d'impact Di est prévue pour être évolutive le long du bord d'attaque 2 de l'aube, à savoir selon la direction radiale 8, de manière à adapter localement l'intensité du refroidissement en fonction des conditions thermiques rencontrées extérieurement sur le bord d'attaque. Ainsi, la distance d'impact Di est écourtée pour accentuer le refroidissement localement au point d'impact 20 associé, tandis qu'elle est augmentée pour obtenir l'effet inverse. La variation de la distance d'impact Di peut alors être facilement obtenue en faisant varier la longueur des excroissances 26 portée par la base 24, de préférence située à une distance constante du bord d'attaque 2 tout le long de la direction radiale 8. La variation de la distance d'impact Di constitue donc un paramètre permettant d'adapter l'intensité de refroidissement au profil de température du flux primaire sollicitant thermiquement le bord d'attaque 2, de préférence en vue d'obtenir une température de bord d'attaque sensiblement homogène dans la direction radiale 8, conduisant avantageusement à augmenter la durée de vie de l'aube 1. De préférence, comme cela est schématisé sur la graphe de la figure 4, on peut faire en sorte que la distance d'impact Di évolue de façon décroissante puis croissante en fonction de la hauteur radiale Hr des trous 16 considérée dans la direction radiale 8 de l'aube, d'une extrémité radiale interne de la pale référencée Er.int, vers une extrémité radiale externe de la pale référencée Er.ext. Ainsi, les trous 16 situés à proximité des extrémités radiales interne et externe Er.int et Er.ext présentent des distances d'impact Di plus élevées, proches de la valeur maximale référencée Di.max, mais dont la valeur décroît en se rapprochant d'un centre radial Cr de la pale, par exemple situé à mi-hauteur de celle-ci, et où le trou de passage correspondant 16 présente la valeur de distance d'impact minimale, référencée Di.min. C'est donc au niveau de ce centre radial Cr de la pale que se situe la jonction entre les phases successives décroissantes et croissantes exposées ci-dessus. Dans un tel cas, le trou de passage 16 correspondant à la jonction précitée permet d'obtenir la plus forte intensité de refroidissement à son point d'impact associé. Cette configuration permet par exemple d'obtenir une température de bord d'attaque 2 sensiblement homogène selon la direction radiale 8, alors que le profil de température du flux primaire sortant de la chambre de combustion est tel que la température des gaz à mi-hauteur est sensiblement plus importante que celle des gaz aux extrémités radiales interne et externe du flux. Naturellement, la courbe montrée sur la figure 4 peut être adaptée en fonction des sollicitations thermiques rencontrées, sans sortir du cadre de l'invention. L'aube 1, qui est préférentiellement réalisée d'une seule pièce, de préférence en fonderie pour ensuite être usinée, peut présenter un autre type de paroi de séparation 14 que celle qui vient être décrite. En effet, comme le montre la figure 5, il pourrait s'agir d'une paroi d'épaisseur sensiblement constante et définissant des ondulations 30 orientées en direction du bord d'attaque, ces ondulations 30 logeant les trous de passage d'air 16 étant prévues avec une hauteur variable, fonction de la distance d'impact désirée. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.5 REVENDICATIONS 1. Aube (1) de turbomachine comprenant un bord d'attaque (2) refroidi par impact d'air frais, ladite aube comprenant d'une part une cavité de refroidissement (12) partiellement délimitée par ledit bord d'attaque (2) et cheminant le long de celui-ci, et d'autre part une cavité de circulation d'air frais (10) adjacente à ladite cavité de refroidissement de laquelle elle est séparée par une paroi de séparation (14) percée d'une pluralité de trous de passage d'air (16) permettant à l'air frais de circuler de ladite cavité de circulation d'air frais vers ladite cavité de refroidissement, lesdits trous de passage d'air (16), répartis selon la direction radiale de l'aube (8), présentant chacun une sortie (18) définissant une ligne directrice (19) d'éjection de l'air au sein de ladite cavité de refroidissement (12), ainsi qu'une distance d'impact (Di), selon la ligne directrice associée, entre ladite sortie du trou (18) et un point d'impact (20) de l'air frais sur le bord d'attaque, caractérisée en ce que ladite distance d'impact (Di) est évolutive dans la direction radiale de l'aube, et fonction de l'intensité de refroidissement recherchée aux points d'impact concernés. 2. Aube (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite paroi de séparation (14) prend la forme d'une base (24) s'étendant sensiblement selon la direction radiale de l'aube (8), à partir delaquelle des excroissances (26) font saillie à l'intérieur de ladite cavité de refroidissement (12), lesdits trous de passage d'air (16) étant prévus à travers lesdites excroissances (26). 3. Aube (1) selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que pour au moins une portion radiale de l'aube, ladite distance d'impact (Di) évolue de façon décroissante puis croissante dans 10 la direction radiale de l'aube (8), en allant vers l'extrémité radiale externe de celle-ci. 4. Aube (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle 15 est réalisée d'un seul tenant avec ladite paroi de séparation (14). 5. Aube (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que 20 lesdits trous de passage d'air (16) sont pratiqués de sorte que lesdits points d'impacts associés (20) se situent au niveau du bord d'attaque de ladite aube, à l'intérieur de la cavité de refroidissement (12). 25 6. Turbine pour turbomachine comprenant une pluralité d'aubes selon l'une quelconque des revendications précédentes. 7. Turbomachine comprenant une turbine 30 selon la revendication 6.