FR 3107318 A1 20210820 FR 2001545 A 20200217 Le dispositif comprend un obturateur (20) tel qu’une grille mobile (21) devant des ouvertures (24) d’un carter (10) extérieur à une veine primaire (11) pour obturer ces ouvertures (24) ou au contraire les exposer à une pression extérieure réduite. Des clapets (22) équipant la face extérieure des supports (14) des anneaux d’étanchéité (13) s’ouvrent alors aussi, grâce au différentiel de pression. L’évacuation du gaz hors de la veine primaire (11) évite alors une survitesse et force éventuellement l’extinction du moteur. Le dispositif évite tout dommage au rotor par une collision entre pièces fixes et mobiles, sa commande et ses effets peuvent être très rapides, et il n’impose pas de perturber l’agencement de la turbine. Figure pour l’abrégé: Figure 2. Turbomachine d’aéronef à double flux équipée d’un dispositif d’arrêt en survitesse du rotor L’invention présente est relative à une turbomachine d’aéronef à double flux, équipée d’un dispositif d’arrêt en survitesse du rotor. Des moteurs d’aéronef sont équipés d’un dispositif d’arrêt en survitesse pour éviter leur emballement. Cela signifie qu’un moyen est prévu pour arrêter ou ralentir les corps tournants au-delà d’une certaine vitesse de rotation, afin d’éviter d’endommager le moteur et de mettre en péril l’aéronef. Certains dispositifs utilisés sont de type comprenant un fusible mécanique et reposent sur l’acceptation de dommages à la structure pour dissiper l’énergie cinétique du rotor au cours d’une survitesse. Ils exploitent en général un recul du rotor vers l’arrière, qui devient plus important quand une survitesse est atteinte du fait de l’augmentation de la poussée et de la dilatation entre le rotor et le stator. Une conception connue, représentée à la figure 1, illustre une turbine basse pression 1 en aval d’un moteur d’aéronef, qui comporte un étage d’aubes fixes 2, et plus précisément le dernier étage vers l’aval, dont les pales sont pourvues d’une portion centrale 3 en saillie vers l’amont, absente des autres étages d’aubes fixes 4. Quand une survitesse du rotor 5 apparaît, son recul vers l’arrière devient suffisant pour que les aubes mobiles 7 de l’étage en amont entrent en collision avec les portions saillantes 3, le rotor 5 ralentisse et éventuellement s’arrête. Des conceptions différentes du même genre, puisqu’elles font appel à d’autres fusibles mécaniques, subissant des dommages à cause d’un recul plus important du rotor vers l’arrière en cas de survitesse, sont exposées dans les documents FR2916483 A1 et 3021692 B1. Ces dispositifs à fusible mécanique sont efficaces, mais impliquent une destruction partielle de la turbomachine qui impose ensuite une réparationdes parties endommagées, jusqu’à laquelle la turbomachine ne peut plus redémarrer, ou seulement avec des performances réduites. Il peut aussi être difficile de bien évaluer le recul associé à la survitesse, et donc de déterminer une bonne position du fusible. Un autre genre de conception est le sujet du document US 2009/0293449 A1. Ce document décrit un dispositif non fusible pour réduire la vitesse d’un rotor d’un moteur d’aéronef, qui consiste à disposer des volets, aptes à s’ouvrir sous l’action d’une commande, entre la veine primaire du moteur et une veine secondaire qui l’entoure, et, axialement, entre la turbine haute pression et la turbine basse pression. L’ouverture des volets permet aux gaz de la veine primaire de s’échapper au moins en partie dans la veine secondaire en contournant la turbine basse pression, et donc de ralentir le corps tournant basse pression. L’inconvénient de ce dispositif est qu’il impose une distance accrue entre les deux turbines pour y disposer les volets, la veine ne pouvant être occupée à cet endroit ni par des aubes mobiles, ni par des aubes fixes. L’invention est relative à un dispositif d’arrêt ou de ralentissement d’un corps tournant de moteur d’aéronef en survitesse, dépourvu des inconvénients des structures précédentes: il ne comporte pas de partie susceptible d’être endommagée pour absorber l’énergie cinétique, et n’impose pas d’allongement de la veine d’écoulement des gaz. Sous une forme générale, l’invention concerne une turbomachine d’aéronef à double flux, comprenant un rotor central, une veine primaire autour du rotor, un carter de turbine autour de la veine primaire et une veine secondaire autour du carter de turbine, la turbomachine étant équipée d’un dispositif de décharge d’écoulement de la veine primaire dans la veine secondaire, comprenant au moins une ouverture traversant le carter de turbine et un obturateur muni d’un moyen de commande pour que l’obturateur ouvre ou ferme l’ouverture à volonté, caractérisée en ce que le dispositif de décharge est installé dans une turbine de la turbomachine, l’ouverture est opérée face à un anneau d’étanchéité du carter de turbine qui donne sur la veine primaire autour d’un étage d’aubes tournantes assujetties au rotor, et l’anneau d’étanchéité comprend un évidement, et un clapet passif installé sur l’évidement, mobile dans une cavité contenue entre le carter de turbine et l’anneau d’étanchéité, et rappelé contre l’évidement par un mécanisme de rappel. L’idée de l’invention est donc de placer le dispositif de décharge à travers une section de turbine occupée par un étage d’aubes mobiles, en lui faisant traverser non seulement la paroi du carter de turbine séparant la veine primaire de la veine secondaire, mais un anneau d’étanchéité entourant directement les aubes mobiles. Le dispositif commandé, permettant l’ouverture de la paroi du carter, est donc complété par un deuxième dispositif, permettant l’ouverture de l’anneau d’étanchéité, et d’un genre différent puisque ce dispositif, placé dans une cavité close, ne pourrait pas être commandé de façon simple. Il est donc conçu pour s’ouvrir automatiquement, par une pression différentielle suffisante qui apparait entre ses faces opposées, et se refermer quand cette pression différentielle a disparu. Ce clapet peut être un volet tournant, autour d’un pivot monté sur l’anneau, ce qui constitue une construction particulièrement fiable et simple. Un anneau d’étanchéité convenant particulièrement à l’application de l’invention comprend une plaque de support, seule traversée par l’évidement et sur laquelle le clapet est installé, et une couche d’abradable à la face intérieure de la plaque de support, l’abradable ayant une structure composée de cellules s’étendant de la plaque de support à la veine primaire. Un anneau d’étanchéité de ce genre ne subit pas de perte d’étanchéité quand il est modifié par l’addition du clapet, et le rendement du moteur n’est pas affecté tant que le clapet reste fermé, puisque le clapet n’est pas exposé à l’écoulement des gaz. L’obturateur est avantageusement constitué par une grille perforée annulaire installée autour du carter intermédiaire et tournant sur le carter intermédiaire le long de glissières. De tels dispositifs sont en effet fiables et, peu encombrants, ont l’avantage de ne pas perturber notablement l’écoulement dans la veine secondaire. Les différents aspects, caractéristiques et avantages de l’invention seront maintenant décrits en détail au moyen des figures suivantes, qui en représentent une réalisation donnée à titre purement illustratif: représente une réalisation de l’art connu, une coupe longitudinale partielle d’une turbine équipée de l’invention à l’état fermé, la même représentation à l’état ouvert du dispositif, une première vue de l’anneau obturateur équipant la paroi du carter intermédiaire, une autre vue de cet anneau à une autre position, et une vue du clapet. On se reporte à la figure 2. Le dispositif conforme à l’invention est placé sur une turbine basse pression 8 d’une turbomachine qui est un moteur d’aéronef (qu’on n’a pas représenté dans son ensemble car il est classique par ailleurs), autour d’un étage d’aubes mobiles 9 quelconque, ou éventuellement de plusieurs des étages d’aubes mobiles 9. La veine primaire 11 est séparée d’une veine secondaire 12, qui l’entoure, par un carter de turbine 10 qui laisse libre un espace annulaire 33 qui s’étend entre la veine primaire 11 et la veine secondaire 12. Le carter de turbine 10 porte des anneau d’étanchéité 13 autour de chacun des étages d’aubes mobiles 9, dont chacun comporte un support 14, dont les extrémités sont montées sur des crochets 15 et 16 successifs érigés sur la face interne du carter de turbine 10, et une garniture 17 montée sur la face radialement intérieure du support 14 et qui est proche d’un anneau de liaison 18 joignant les extrémités radialement extérieures des aubes mobiles 9. La garniture 17 a une structure dite abradable, composée généralement d’une structure fine en nid d’abeille qui délimite des alvéoles 19 s’étendant en direction radiale à travers la garniture 17 jusqu’au support 14. De telles garnitures 17 sont bien connues pour permettre d’établir des joints à labyrinthe avec l’anneau de liaison 18, qui exerce une perte de charge sur les écoulements de fuite de gaz qui le traverse et diminue donc fortement leur débit. Le dispositif d’arrêt 20 caractéristique de l’invention comprend une grille 21 mobile montée sur la face extérieure du carter de turbine 10, et des clapets 22 montés sur la face extérieure du support 14, dans une cavité 23 normalement fermée et délimitée par le carter de turbine 10 et le support 14, entre les crochets 15 et 16. Le carter de turbine 10 est muni d’évidements 24 devant la grille 21, et le support 14 est de même muni d’évidements 25 devant les clapets 22. En service ordinaire, des portions pleines de la grille 21 obturent toutefois les évidements 24, et les clapets 22, plaqués sur la face extérieure du support 14, obturent aussi les évidements 25. La figure 4 illustre alors la disposition de la grille 21. Elle comporte des ouvertures 26 qui sont placées, dans cette position de fermeture des évidements 24, à côté de ceux-ci. Elle est en forme d’anneau conique coulissant sur des glissières 27 et 28 circulaires portées par le carter de turbine 10; une rotation de la grille 21 le long des glissières 27 et 28, dans la direction de circonférence du carter de turbine 10, peut être commandée par une bielle 29 motorisée, dont une extrémité est articulée à la grille 21 et l’extrémité opposée au carter de turbine 10. Le mouvement de la bielle 29 peut être commandé par un moteur 30 le faisant tourner. Une rotation de la grille 21 peut placer les ouvertures 26 devant les évidements 24, ce que représente la figure 5. La cavité 23 s’ouvre alors vers la veine secondaire 12. Les clapets 22 sont montés sur la face extérieure du support 14 par des pivots 31 dotés de moyens élastiques de rappel. Quand la grille 21 ouvre les évidements 24 du carter de turbine 10, la cavité 23 se met à la pression de la veine secondaire 12, nettement inférieure à celle de la veine primaire 11 et aussi à celle qui est présente autour de la garniture 17 et dans les alvéoles 19. Les clapets 22 sont donc soumis à une pression différentielle, plus forte du côté intérieur que du côté extérieur dans la direction radiale. Les pivots 31 permettent l’ouverture des clapets 22 sous l’action de la force résultante produite sur eux. On obtient l’état de la figure 3, dans lequel les clapets 22 sont repoussés dans la cavité 23 et il s’établit une fuite de gaz de la veine primaire 11 vers la veine secondaire 12 à travers l’anneau d’étanchéité 14, la cavité 23, le carter de turbine 10, et en circulant dans des tubes 34 établis dans l’espace annulaire 33 et menant à la veine secondaire 12. La perte de pression dans la turbine basse pression 8 ralentit le rotor et peut l’arrêter complètement. Le retour de la grille 21 à sa position initiale peut ensuite être commandé. La pression dans la cavité 23 devient légèrement supérieure à celle de la veine primaire 11, ce qui ramène le clapet 22 en place. La commande peut s’effectuer au moyen d’un capteur de pression ou de température dans la veine primaire 11, qui détecte la survitesse quand elle apparaît, ou par tout autre moyen. Le pivot 31 pourrait être remplacé par une fixation simple, en exploitant l’élasticité de la tôle du clapet 22 pour ouvrir l’évidement quand une différence de pression s’exerce sur ses deux faces, ou par un autre mécanisme à moyen de rappel, apte à ramener le clapet 22 à la position de fermeture dès que la forte pression différentielle produite par l’ouverture des évidements 24 a disparu. Les clapets 22 rétablissent complètement l’étanchéité de l’anneau 13, que procure aussi le support 14, quand ils referment les évidements 25. Le nombre des clapets 22 autour de l’anneau d’étanchéité 13, celui des ouvertures 26 de la grille 21, ceux des évidements 24 ou 25, et le nombre des étages d’aubes mobiles 9 sur lesquels l’invention est implantée peuvent être choisis librement. Les constructions fréquentes de turbine, comprenant un dispositif de ventilation dit LPTACC du carter de turbine 10, sont parfaitement compatibles avec l’invention, puisque ces dispositifs de ventilation sont caractérisés par des rampes 32 annulaires de soufflage d’air frais sur le carter de turbine 10 dans la veine secondaire 12 et devant les crochets comme 15 et 16, qui sont les parties les plus massives du carter de turbine 10; or les constituants de l’invention, comme la grille 21, s’étendent entre ces crochets 15 et 16. L’addition de la grille 21 sur la structure est donc facile, et l’évacuation des gaz dans la veine secondaire 12 n’est pas gênée par les rampes 32. Le ralentissement procuré par l’invention peut suffire à éteindre le moteur. L’absence de blocage sur la turbine basse pression permet néanmoins au corps basse pression de tourner librement ensuite sous l’effet de l’entrée d’air dans le moteur tandis que le vol de l’avion continue, et fonctionne en générateur d’électricité. Un redémarrage du moteur est possible ensuite, sans que ses performances aient été dégradées en l’absence de dommages subis par les pièces. Il est enfin à noter que la commande du dispositif peut être très rapide, de même que ses effets sur l’écoulement dans la veine primaire 11 et le fonctionnement du moteur, ce qui réduit donc les risques de dommages consécutifs à une survitesse. Turbomachine d’aéronef à double flux, comprenant un rotor central, une veine primaire (11) autour du rotor, un carter de turbine (10) autour de la veine primaire et une veine secondaire (12) autour du carter de turbine, la turbomachine étant équipée d’un dispositif de décharge d’écoulement (20, 34) de la veine primaire dans la veine secondaire, comprenant au moins une ouverture (24) traversant le carter de turbine et un obturateur (21) muni d’un moyen de commande (29, 30) pour que l’obturateur ouvre ou ferme l’ouverture à volonté, caractérisée en ce que le dispositif de décharge est installé dans une turbine de la turbomachine, l’ouverture est opérée face à un anneau d’étanchéité (13) du carter de turbine, qui donne sur la veine primaire autour d’un étage d’aubes tournantes de la turbine assujetties au rotor, et l’anneau d’étanchéité (13) comprend un évidement (25) muni d’un clapet (22) passif dans une cavité (23) contenue entre le carter de turbine (10) et l’anneau d’étanchéité (23), et rappelé contre l’évidement par un mécanisme (31) de rappel. Turbomachine d’aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que le clapet est un volet tournant, et le mécanisme est un pivot monté sur l’anneau. Turbomachine d’aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que le clapet est un volet s’ouvrant par flexion élastique. Turbomachine d’aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l’anneau d’étanchéité comprend une plaque de support, seule traversée par l’évidement et sur laquelle le clapet est installé, et une couche d’abradable à une face intérieure de la plaque de support, l’abradable ayant une structure composée d’alvéoles (19) s’étendant de la plaque de support à la veine primaire. Turbomachine d’aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que l’obturateur (21) appartient à une grille perforée annulaire installée autour du carter de turbine (10) et tournant sur le carter intermédiaire le long de glissières (27, 28).