FR 3114636 A1 20220401 FR 2009983 A 20200930 L’invention concerne une turbomachine s’étendant selon un axe, comportant une chambre de combustion (1) et un distributeur (14) de turbine situé en aval de la chambre de combustion (1), la chambre de combustion (1) comportant une paroi annulaire radialement externe (3) et une paroi annulaire radialement interne (2) coaxiales et délimitant entre elles un volume interne (7), le distributeur (14) comportant une virole radialement interne (15) et une virole radialement externe (16) s’étendant respectivement dans le prolongement des parois radialement interne (2) et externe (3) de la chambre de combustion (1) et reliées par des pales (17) s’étendant radialement, chaque pale (17) comportant un bord d’attaque amont (30), l’extrémité aval d’au moins une paroi (2, 3) étant prolongée par un rebord annulaire radial (18) s’étendant à l’opposé du volume interne (7) de la chambre (1) et délimitant un espace annulaire (20) avec la virole correspondante (15, 16) du distributeur (14). Figure à publier avec l’abrégé : Figure numéro 1 Chambre de combustion pour une turbomachine Domaine technique de l’invention L’invention concerne une chambre de combustion pour une turbomachine, telle par exemple qu’un turboréacteur ou turbopropulseur d’avion. Etat de la technique antérieure Une turbomachine comporte classiquement, de l’amont vers l’aval dans le sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz. Comme illustré à la figure 1, la chambre de combustion 1 est annulaire et comporte classiquement une paroi annulaire radialement interne 2 et une paroi annulaire radialement externe 3, s’étendant autour de l’axe de la turbomachine reliées à leurs extrémités amont par une paroi de fond annulaire 4. Les termes radial, axial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe X de la turbomachine. La paroi de fond 4 comporte des ouvertures 5 servant au montage d’injecteurs 6. En fonctionnement, une partie du débit d’air D1 issu du compresseur haute pression traverse les ouvertures 5 de la paroi de fond de chambre 4 et est mélangé à du carburant issu des injecteurs 6, ce mélange étant ensuite brûlé à l’intérieur du volume interne 7 de la chambre 1. Une autre partie du débit d’air D2 issu du compresseur basse pression et/ou du compresseur haute pression contourne la chambre de combustion 1 et s’écoule de l’amont vers l’aval dans des espaces annulaires 8, 9 situés radialement à l’extérieur de la paroi radialement externe 3 et radialement à l’intérieur de la paroi radialement interne 2 de la chambre de combustion 1. Cet air de contournement D2 pénètre dans le volume interne 7 de la chambre 1 au travers de multiperforations 10 ménagées dans la virole radialement externe 3 et dans la virole radialement interne 2 ou passe par des orifices ménagés par exemple dans des brides de la chambre de combustion. Cet air de refroidissement D2 permet de limiter la température desdites parois 2, 3 afin d’éviter leur dégradation. Par ailleurs, les extrémités aval des parois 2, 3 de la chambre 1 sont reliées à des brides annulaires 11 assurant la fixation desdites parois 2, 3 à des carters interne 12 et externe 13 de la chambre de combustion 1. La turbine haute pression comporte un distributeur 14 monté en aval de la chambre de combustion 1. Le distributeur 14 comporte une virole radialement interne 15 et une virole radialement externe 16, coaxiales et reliées par des pales 17 s’étendant radialement. Les viroles 15, 16 s’étendent dans le prolongement des parois radialement interne 2 et externe 3 de la chambre de combustion 1. La figure 2 illustre une forme de réalisation de l’art antérieur, décrite dans le document FR 2 921 463 au nom de la Demanderesse, visant à limiter en particulier la température au niveau des extrémités aval des parois 2, 3 de la chambre 1 et au niveau des viroles 15, 16 du distributeur 14. Comme illustré sur cette figure, chaque bride 11 comporte une zone radiale 18 située en regard d’un rebord radial amont 19 de la virole correspondante 15, 16 du distributeur 14 et délimite un espace annulaire 20 avec ledit rebord 19. Une extrémité radiale dudit espace annulaire 20 débouche dans le volume interne 7 de la chambre de combustion 1. L’autre extrémité radiale dudit espace annulaire 20 est fermée par l’intermédiaire de moyens d’étanchéité. Lesdits moyens d’étanchéité comportent une lamelle d’étanchéité 21 dont une extrémité radiale est apte à venir en appui sur une face aval radiale 22 de la bride 11 et dont l’autre extrémité radiale est apte à venir en appui sur le rebord 19 de la virole correspondante 15, 16. La lamelle 21 est apte à être maintenue en appui étanche par l’intermédiaire d’au moins un organe élastique 23 monté entre la lamelle 21 et une zone de montage 24 de la virole 15, 16 du distributeur 14. L’extrémité aval de chaque paroi annuaire 2, 3 de la chambre de combustion 1 comporte une gorge 25 de forme tronconique se rétrécissant de l’amont vers l’aval. L’extrémité aval de la gorge 25 débouche dans le volume interne 7 de la chambre de combustion 1. Des orifices de passage d’air 26, 27 relient l’espace annulaire de contournement 8, 9 correspondants à la gorge 25. En particulier, lesdits orifices 26, 27 comportent des orifices radiaux 26 et des orifices axiaux 27. Les orifices radiaux 26 et axiaux 27 sont régulièrement répartis sur la circonférence, de façon alternée. L’air traversant les orifices radiaux 26 vient impacter la surface 28 de la gorge 25 située à proximité du volume interne 7 de la chambre 1. L’air traversant les orifices axiaux 27 vient impacter la surface opposée 29 de la gorge 25. L’air traversant les orifices 26, 27 et débouchant dans la gorge 25 débouche ensuite dans le volume interne 7. Une telle structure permet d’améliorer le refroidissement des extrémités aval des parois 2, 3 de la chambre 1 et des zones radiales 18 des brides de fixation 1, ainsi que le refroidissement des viroles 15, 16 du distributeur 14 de la turbine haute pression. Il a été constaté que, en fonctionnement, les zones de liaison entre les extrémités des parois 2, 3 et les zones radiales 18 des brides 11 subissent des dégradations dues à des échauffements importants en regard des bords d’attaque 30 des pales 17 des distributeurs 14. On rappelle que les bords amont des pales 17 sont appelés bords d’attaque, les bords aval des pales 17 étant appelés bords de fuite. De tels échauffements sont dus à une recirculation de gaz issu du volume interne de la chambre 7 vers les espaces annulaires 20. L’invention vise à remédier de façon simple, efficace et peu onéreuse aux problèmes précités. Présentation de l’invention A cet effet, l’invention concerne une turbomachine s’étendant selon un axe, comportant une chambre de combustion et un distributeur de turbine situé en aval de la chambre de combustion, la chambre de combustion comportant une paroi annulaire radialement externe et une paroi annulaire radialement interne coaxiales et délimitant entre elles un volume interne, le distributeur comportant une virole radialement interne et une virole radialement externe s’étendant respectivement dans le prolongement des parois radialement interne et externe de la chambre de combustion et reliées par des pales s’étendant radialement, chaque pale comportant un bord d’attaque amont, l’extrémité aval d’au moins une paroi étant prolongée par un rebord annulaire radial s’étendant à l’opposé du volume interne de la chambre et délimitant un espace annulaire avec la virole correspondante du distributeur, caractérisée en ce que la zone de liaison entre l’extrémité aval de la paroi de la chambre de combustion et le rebord annulaire comporte un canal annulaire alimenté par de l’air issu d’une zone de circulation d’air de contournement située hors de la chambre de combustion, l’air s’écoulant dans le canal s’échappant au travers d’orifices d’éjection d’air dirigés vers le volume interne de la chambre et/ou vers la virole du distributeur. Lesdits orifices d’éjection d’air peuvent être situés circonférentiellement en regard des bords d’attaque des pales. La zone de circulation d’air de contournement peut être située radialement à l’extérieur de la paroi radialement externe ou radialement à l’intérieur de la paroi radialement interne. L’air s’écoulant dans la zone de contournement peut être issu du compresseur basse pression ou du compresseur haute pression. Les orifices d’éjection d’air sont ainsi répartis de manière hétérogène sur la circonférence, un ou plusieurs orifices d’éjection d’air pouvant étant situés en regard de chaque bord d’attaque. Dans les zones situées circonférentiellement entre les bords d’attaque, la zone de liaison précitée peut être dépourvue d’orifice d’éjection. Ainsi en fonctionnement, de l’air s’écoule sur toute la circonférence du canal annulaire, de manière à refroidir ladite zone de liaison sur toute la circonférence. Cependant, contrairement à l’art antérieur, cet air de refroidissement ne débouche que dans les zones subissant le plus de contraintes thermiques, c’est-à-dire en regard des bords d’attaque des pales du distributeur, de manière à contrer l’effet des recirculations évoqué précédemment. De cette manière, on limite le débit d’air de refroidissement utilisé, de façon à ne pas pénaliser le rendement de la turbomachine, cet air de refroidissement étant utilisé localement dans les zones spécifiques nécessitant un refroidissement accru. Plusieurs orifices d’éjection peuvent être situés en regard de chaque extrémité radialement externe de chaque bord d’attaque. Les orifices d’éjection d’air peuvent être orientés axialement. Les orifices d’éjection d’air peuvent présenter chacun une section circulaire. Le nombre d’orifices d’éjection situés en regard de chaque bord d’attaque est par exemple compris entre 2 et 9, par exemple égal à 5. Le nombre total d’orifices d’éjection est par exemple compris entre 70 et 180. Les orifices situés en regard d’un même bord d’attaque peuvent être régulièrement répartis sur une zone angulaire correspondante, par exemple sur un même diamètre d’implantation des orifices par rapport à l’axe de la turbomachine. Le diamètre de chaque orifice est par exemple compris entre 0,3 et 1 mm. Pour un même bord d’attaque, les orifices d’éjection peuvent être situés dans une zone s’étendant sur une plage angulaire comprise entre 1 et 5 °. Le canal peut être alimentée par au moins un canal d’alimentation comportant une première extrémité débouchant dans la zone de circulation d’air de contournement et une seconde extrémité débouchant dans le canal. Le canal annulaire peut être alimenté par plusieurs canaux d’alimentation régulièrement répartis sur la circonférence. Le nombre de canaux d’alimentation est par exemple compris entre 40 et 120. La section de chaque canal d’alimentation peut être rectangulaire ou carrée. La première extrémité peut être décalée axialement vers l’amont par rapport à la seconde extrémité. La distance axiale entre la première extrémité et la seconde extrémité est par exemple comprise entre 2 et 10 mm. Une telle caractéristique permet de prélever de l’air dans une zone située en amont du rebord annulaire radial, c’est-à-dire dans une zone où les températures sont plus faibles. La section du canal annulaire peut être circulaire. La paroi radialement interne et/ou la paroi tronconique peuvent comporter une zone aval tronconique. Ladite zone tronconique s’évaser vers l’amont. L’invention concerne également un aéronef comportant une turbomachine du type précité. Brève description des figures est une demie vue en coupe d’une axiale d’une chambre de combustion selon une première forme de réalisation de l’art antérieur, est une demie vue en coupe d’une axiale d’une partie chambre de combustion selon une seconde forme de réalisation de l’art antérieur, est une demie vue en coupe d’une axiale d’une chambre de combustion selon une forme de réalisation de l’invention, est une vue en perspective d’une partie de la chambre de combustion selon l’invention, est une vue en perspective d’une partie de la chambre de combustion selon l’invention. Description détaillée de l’invention Les figures 3 à 5 illustrent une partie d’une chambre de combustion 1 d’une turbomachine selon une forme de réalisation de l’invention. Celle-ci comporte une paroi annulaire radialement interne 2 et une paroi annulaire radialement externe 3, s’étendant autour de l’axe de la turbomachine, reliées à leurs extrémités amont par une paroi de fond annulaire 4. Les termes radial, axial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe de la turbomachine. La paroi de fond 4 comporte des ouvertures 5 servant au montage d’injecteurs 6. En fonctionnement, une partie du débit d’air D1 issu du compresseur haute pression traverse les ouvertures 5 de la paroi de fond de chambre 4 et est mélangé à du carburant issu des injecteurs 6, ce mélange étant ensuite brûlé à l’intérieur du volume interne 7 de la chambre 1. Une autre partie D2 du débit d’air issu du compresseur basse pression et/ou du compresseur haute pression contourne la chambre de combustion 1 et s’écoule de l’amont vers l’aval dans des espaces annulaires 8, 9 situés radialement à l’extérieur de la paroi radialement externe 3 et radialement à l’intérieur de la paroi radialement interne 2 de la chambre de combustion 1. Cet air de contournement D2 pénètre dans le volume interne 7 de la chambre 1 au travers de multiperforations 10 ménagées dans la virole radialement externe 3 et dans la virole radialement interne 2. Cet air de refroidissement D2 permet de limiter la température desdites parois 2, 3 afin d’éviter leur dégradation. Les zones aval des parois interne 2 et externe 3 sont tronconiques et s’évasent vers l’amont. Par ailleurs, des zones radiales ou rebords radiaux annulaires 18 s’étendent depuis les extrémités aval des parois 2, 3 de la chambre 1, lesdits rebords 18 s’étendant à l’opposé du volume interne 7 de la chambre 1. Les zones de liaison 31 entre lesdites extrémités aval des parois annulaires 2, 3 et les rebords radiaux 18 forment des zones de plus grande épaisseur comportant des congés de raccordement. La turbomachine comporte en outre une turbine haute pression comprenant un distributeur 14 monté en aval de la chambre de combustion 1. Le distributeur 14 comporte une virole radialement interne 15 et une virole radialement externe 16 coaxiales, reliées par des pales 17 s’étendant radialement. Les viroles 15, 16 s’étendent dans le prolongement des parois radialement interne 2 et externe 3 de la chambre de combustion 1. Chaque rebord radial 18 de la chambre de combustion 1 est situé en regard d’un rebord radial amont 19 de la virole correspondante 15, 16 du distributeur 14 et délimite un espace annulaire 20 avec ledit rebord 19. Une extrémité radiale dudit espace annulaire 20 débouche dans le volume interne 7 de la chambre de combustion 1. L’autre extrémité radiale dudit espace annulaire 20 est fermée par l’intermédiaire de moyens d’étanchéité. Lesdits moyens d’étanchéité comportent une lamelle d’étanchéité 21 dont une extrémité radiale est apte à venir en appui sur une face aval radiale 22 du rebord 18 de la chambre de combustion 1 et dont l’autre extrémité radiale est apte à venir en appui sur le rebord 19 de la virole correspondante 15, 16. La lamelle 21 est apte à être maintenue en appui étanche par l’intermédiaire d’un organe élastique 23, ici un ressort hélicoïdal de compression 23, monté entre la lamelle 21 et une zone de montage 24 de la virole 15, 16 du distributeur 14, autour d’une tige ou d’une vis 32, comme cela est connu en soi. L’une au moins des zones de liaison 31 comporte un canal annulaire 33 alimenté par de l’air issu de la zone de circulation d’air de contournement 8, 9 située hors de la chambre de combustion 1. L’air s’écoulant dans le canal annulaire 33 s’échappe au travers d’orifices d’éjection d’air 34 dirigés vers le volume interne 7 de la chambre 1 et/ou vers la virole 15, 16 du distributeur 14, lesdits orifices d’éjection d’air 34 étant situées circonférentiellement en regard des bords d’attaque 30 des pales 17. Les orifices d’éjection d’air 34 présentent chacun une section circulaire et sont orientés axialement. Les orifices d’éjection d’air 34 sont ainsi répartis de manière hétérogène sur la circonférence, plusieurs orifices d’éjection d’air 34 pouvant étant situés en regard de chaque extrémité radialement externe de chaque bord d’attaque 30 et, dans les zones situées circonférentiellement entre les bords d’attaque 30, la zone de liaison précitée 31 étant dépourvue d’orifice d’éjection 34. Le nombre d’orifices d’éjection 34 situés en regard de chaque bord d’attaque 30 est par exemple compris entre 2 et 9, par exemple égal à 5. Le nombre total d’orifices d’éjection 34 est par exemple compris entre 70 et 180. Les orifices 34 situés en regard d’un même bord d’attaque 30 sont régulièrement répartis sur une zone angulaire correspondante 35, sur un même diamètre d’implantation des orifices par rapport à l’axe de la turbomachine. Le diamètre de chaque orifice 34 est par exemple compris entre 0,3 et 1 mm. Pour un même bord d’attaque 30, les orifices d’éjection 34 sont situés dans une zone s’étendant sur une plage angulaire 35 comprise entre 1 et 5 °, par exemple. Le canal annulaire 33 est alimenté par plusieurs canaux d’alimentation 36 comportant chacun une première extrémité débouchant dans la zone 8 de circulation d’air de contournement et une seconde extrémité débouchant dans le canal annulaire 33. Les canaux d’alimentation 36 sont régulièrement répartis sur la circonférence. Le nombre de canaux d’alimentation 36 est par exemple compris entre 40 et 120. La section de chaque canal d’alimentation 36 peut être rectangulaire ou carrée. La première extrémité est décalée axialement vers l’amont par rapport à la seconde extrémité, d’une distance axiale comprise par exemple entre 2 et 10 mm. En fonctionnement, de l’air issu de l’espace de contournement 8, 9 entre dans les canaux d’alimentation 36 puis dans le canal annulaire 33 et s’écoule sur toute la circonférence du canal annulaire 33, de manière à refroidir ladite zone de liaison 31 sur toute la circonférence. Cet air de refroidissement ne débouche que dans les zones 35 subissant le plus de contraintes thermiques, c’est-à-dire en regard des bords d’attaque 30 des pales 17 du distributeur 14, de manière à contrer l’effet des recirculations évoqué précédemment. De cette manière, on limite le débit d’air de refroidissement utilisé, de façon à ne pas pénaliser le rendement de la turbomachine, cet air de refroidissement étant utilisé localement dans les zones spécifiques 35 nécessitant un refroidissement accru. Turbomachine s’étendant selon un axe, comportant une chambre de combustion (1) et un distributeur (14) de turbine situé en aval de la chambre de combustion (1), la chambre de combustion (1) comportant une paroi annulaire radialement externe (3) et une paroi annulaire radialement interne (2) coaxiales et délimitant entre elles un volume interne (7), le distributeur (14) comportant une virole radialement interne (15) et une virole radialement externe (16) s’étendant respectivement dans le prolongement des parois radialement interne (2) et externe (3) de la chambre de combustion (1) et reliées par des pales (17) s’étendant radialement, chaque pale (17) comportant un bord d’attaque amont (30), l’extrémité aval d’au moins une paroi (2, 3) étant prolongée par un rebord annulaire radial (18) s’étendant à l’opposé du volume interne (7) de la chambre (1) et délimitant un espace annulaire (20) avec la virole correspondante (15, 16) du distributeur (14), caractérisée en ce que la zone de liaison (31) entre l’extrémité aval de la paroi (2, 3) de la chambre de combustion (1) et le rebord annulaire (18) comporte un canal annulaire (33) alimenté par de l’air issu d’une zone de circulation d’air de contournement (8, 9) située hors de la chambre de combustion (1), l’air s’écoulant dans le canal annulaire (33) s’échappe au travers d’orifices d’éjection d’air (34) dirigés vers le volume interne (7) de la chambre (1) et/ou vers la virole (15, 16) du distributeur (14). Turbomachine selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits orifices d’éjection d’air (34) étant situés circonférentiellement en regard des bords d’attaque (30) des pales (17). Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que plusieurs orifices d’éjection (34) sont situés en regard de chaque extrémité radialement externe de chaque bord d’attaque (30). Turbomachine selon la revendication 3, caractérisée en ce que, pour un même bord d’attaque (30), les orifices d’éjection (34) sont situés dans une zone (35) s’étendant sur une plage angulaire comprise entre 1 et 5 °. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que le canal annulaire (33) est alimenté par au moins un canal d’alimentation (36) comportant une première extrémité débouchant dans la zone de circulation d’air de contournement (8, 9) et une seconde extrémité débouchant dans le canal annulaire (33). Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que le canal annulaire (33) est alimenté par plusieurs canaux d’alimentation (36) régulièrement répartis sur la circonférence. Turbomachine selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que la section de chaque canal d’alimentation (36) est rectangulaire ou carrée. Turbomachine selon l’une des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que la première extrémité est décalée axialement vers l’amont par rapport à la seconde extrémité. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la section du canal annulaire (33) est circulaire. Aéronef comportant une turbomachine selon l’une des revendications 1 à 9.