FR 3115069 A1 20220415 FR 2010496 A 20201014 Le présent exposé concerne une turbomachine (100) comprenant un carter intermédiaire séparant un compresseur basse pression (106) d’un compresseur haute pression (106) de ladite turbomachine, le carter intermédiaire comprenant une cavité formant un passage d’air entre une veine de flux d’air primaire de la turbomachine et un flux d’air externe, la turbomachine comprenant au moins une vanne de décharge (120) agencée au niveau d’une entrée (128) de la cavité (125) du côté de la veine de flux d’air primaire (109), la turbomachine comprenant en outre un dispositif de détection d’une accrétion dans ladite cavité (125) comprenant au moins une caméra (202,204) agencée dans ladite cavité (125). Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4 Dispositif de détection d’accrétion dans une turbomachine Domaine technique de l’invention La présente invention appartient au domaine du contrôle qualité dans l’aéronautique. Elle concerne plus particulièrement une turbomachine comprenant des moyens permettant de la détection du phénomène d’accrétion de matière dans une cavité de turbomachine. Etat de la technique antérieure Le suivi d’usure et d’usage d’une turbomachine, nécessite une connaissance fine des conditions au cours des différents vols et phases de vol, en particulier de l’apparition du phénomène d’accrétion dans la turbomachine. Un ensemble pour turbomachine d'aéronef est représenté à la figure 1, sur laquelle l'amont (AM) et l'aval (AV) de la structure suivant un axe moteur, soit l’axe longitudinal X ci-après, sont situés respectivement à gauche et à droite de la figure 1. La partie centrale de la turbomachine 10, formant le moteur 12 à turbine à gaz, est montée à l'intérieur d'un ensemble 14 de nacelle de moteur, comme cela est typique d'un aéronef conçu pour un fonctionnement subsonique, telle qu’un turbopropulseur ou un turboréacteur à double flux. L'ensemble 14 de nacelle comprend généralement une nacelle de moteur 16 et une nacelle de soufflante 18 entourant une soufflante 20 située axialement en amont du moteur 12. Le moteur 12 comprend, axialement en partie aval, au moins une turbine qui peut être une turbine basse pression et, encore en partie aval, un carter d’échappement 22 comprenant une virole annulaire interne 22a et une virole annulaire externe 22b délimitant entre elles une partie aval de la veine annulaire primaire 24 dans laquelle circule les gaz de combustion issus de la chambre de combustion du moteur 12. La virole annulaire interne 22a est reliée, à son extrémité aval, au cône d'éjection 1, lequel peut comprendre une partie amont 1a, de forme sensiblement cylindrique, et une partie aval 1b de forme conique. La turbomachine 10 présente une veine aérodynamique 26 pour le passage du flux d’air F1, formée par un espace annulaire délimité par un carter intermédiaire 28 de la turbomachine 10. La veine aérodynamique 26 comporte des orifices d'entrée d'air répartis circonférentiellement autour de l’axe longitudinal X, qui sont obturés par une vanne de décharge correspondante destinée à la régulation du débit du compresseur haute pression. Cependant, en cours de vol, les orifices subissent un phénomène d’accrétion lors de l’ouverture des orifices, où de la grêle s’accumule autour de l’orifice. Ce phénomène risque de boucher les orifices et empêcher la fermeture des vannes de décharge. Généralement, ce phénomène est détecté à l’arrêt de la turbomachine après son démontage total ou partiel et par l’utilisation de sondes endoscopiques. Il existe un besoin de surveillance de l’état des vannes de décharge de la turbomachine pendant son fonctionnement, lors d’essais au sol ou en vol, ou en exploitation commerciale, et en particulier en cours de vol de façon simple et rapide. A cet effet, le présent exposé propose une turbomachine comprenant un carter intermédiaire séparant un compresseur basse pression d’un compresseur haute pression de ladite turbomachine, le carter intermédiaire comprenant une cavité formant un passage d’air entre une veine de flux d’air primaire de la turbomachine et un flux d’air externe, la turbomachine comprenant au moins une vanne de décharge agencée au niveau d’une entrée de la cavité du côté de la veine de flux d’air primaire, la turbomachine comprenant en outre un dispositif de détection d’une accrétion dans ladite cavité comprenant au moins une caméra agencée dans ladite cavité. Ainsi, la surveillance de l’état de la cavité peut être réalisée à l’aide de la caméra en temps réel et à distance. Tout phénomène d’accrétion peut ainsi être détecté dans la cavité de façon simple même en cours de vol. L’au moins une caméra peut être installée à demeure dans la cavité. Le dispositif de détection peut comprendre un moyen de traitement configuré pour déterminer la présence d’accrétion dans la cavité. En particulier, le moyen de traitement est configuré pour recevoir les images acquises par l’au moins une caméra et traiter ces images pour détecter la présence d’une accrétion dans la cavité. L’au moins une caméra peut être reliée au moyen de traitement de façon filaire. Alternativement, l’au moins une caméra peut être reliée au moyen de traitement de façon non filaire. Dans ce dernier cas, l’au moins une caméra et le moyen de traitement peuvent comprendre des moyens de communication à distance. La turbomachine peut être une turbomachine à double flux d’air dans laquelle le flux d’air entrant dans la turbomachine par une soufflante est divisé en flux d’air primaire, encore appelé flux d’air chaud et un flux d’air secondaire, encore appelé flux d’air froid. Le flux d’air primaire peut traverser toute la turbomachine en passant au moins par un compresseur basse pression, par un compresseur haute pression, une chambre de combustion de la turbomachine. Le flux d’air primaire peut encore traverser des turbines haute pression et basse pression de la turbomachine. Le flux d’air secondaire peut contourner toute la partie chaude de la turbomachine. Le flux d’air externe peut être le flux d’air secondaire. En particulier la vanne de décharge est montée sur un carter, formé par exemple par deux viroles annulaires de la turbomachine. La cavité de la vanne de décharge peut relier la veine de flux d’air primaire à la veine de flux d’air secondaire. L’au moins une caméra peut être configurée pour visualiser l’entrée de la cavité. Pour cela, l’au moins une caméra peut être agencée en regard de l’entrée de la cavité. Plusieurs caméras peuvent être disposées dans la cavité pour visualiser l’entrée de la cavité. Chaque caméra peut être agencée pour capter une partie de l’entrée de la cavité. Ces parties de l’entrée de la cavité visualisées par les caméras peuvent s’intercaler et couvrent toute l’entrée de la cavité. La turbomachine peut comprendre au moins un moyen d’éclairage agencé sur une paroi de la cavité. Un ou plusieurs moyens d’éclairage peuvent être associés à une caméra. L’au moins un moyen d’éclairage permet d’améliorer la qualité d’image de la caméra. L’au moins un moyen d’éclairage peut être intégré dans la caméra. L’au moins une caméra et/ou l’au moins un moyen d’éclairage peuvent être reliés à un moyen de commande agencé à distance de ladite au moins une caméra et dudit au moins un moyen d’éclairage. Le moyen de commande peut être configuré pour contrôler ladite au moins une caméra et ledit au moins un moyen d’éclairage, par exemple pour les allumer/éteindre, configurer l’au moins une caméra, ou augmenter/diminuer l’intensité d’éclairage de l’au moins un moyen d’éclairage. La turbomachine peut comprendre au moins un endoscope agencé dans la cavité et configuré pour déterminer un flux de grêle entrant dans la cavité. L’au moins endoscope peut être agencé en plus d’au moins une caméra ou en remplacement de celle-ci. Brève description des figures la figure 1, déjà décrite, représente une coupe schématique de profil d'une turbomachine pour aéronef ; la figure 2 représente une coupe schématique d’une partie amont d’une turbomachine ; les figures 3a, 3b et 3c représentent une vue agrandie d’une cavité de la zone I de la turbomachine de la figure 2, dans lesquelles le phénomène d’accrétion est montré ; la figure 4 montre un exemple de dispositif pour détecter le phénomène d’accrétion monté dans la turbomachine de la figure 2. Description détaillée de l’invention La figure 2 représente une partie amont d’une turbomachine 100 qui peut être la turbomachine 10 de la figure 1. La turbomachine 100 est destinée à être installée sur un aéronef non représenté pour le propulser dans les airs. La turbomachine 100 présente un axe longitudinal X orienté de l’amont vers l’aval. La direction radiale est une direction allant de l’intérieur vers l’extérieur en partant de l’axe longitudinal X, tandis que la direction axiale est une direction suivant l’axe longitudinal X. La turbomachine 100 est par exemple à double corps comprenant un ensemble de soufflante 102 et un moteur à turbine à gaz central 104. Le moteur à turbine à gaz central 104 comprend, de l’amont vers l’aval dans le sens d’écoulement des gaz, un compresseur basse pression 106, un compresseur haute pression 105, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression qui sont traversés par un flux d’air primaire F1. L'ensemble de soufflante 102 comprend un ensemble de pales 103 de soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur depuis un rotor. La turbomachine 100 a une extrémité amont d'admission et une extrémité aval d'échappement. La turbomachine 100 comprend une veine primaire 109 dans laquelle circule le flux primaire F1 qui traverse le compresseur basse pression 106, le compresseur haute pression 105, la turbine haute pression et la turbine basse pression. En fonctionnement, l'air s'écoule à travers l'ensemble de soufflante 102 et une première partie F1 du flux d'air est acheminée à travers le compresseur basse pression 106, où le flux d’air primaire F1 est redressé, ensuite le compresseur haute pression 105 où le flux d'air primaire F1 est comprimé et envoyé à la chambre de combustion. Les produits de combustion chauds provenant de la chambre de combustion sont utilisés pour entraîner les turbines haute pression et basse pression et produire ainsi la poussée de la turbomachine 100. La turbomachine 100 comprend également une veine secondaire 110 qui est utilisée pour faire passer un flux secondaire F2 du flux d'air évacué de l'ensemble de soufflante 102 autour du compresseur basse pression 106 et du compresseur haute pression 105. Plus précisément, la veine secondaire 110 est comprise entre un carter externe 112 de la turbomachine formée par une paroi interne d'un carénage de soufflante ou nacelle et des viroles entourant le moteur à turbine à gaz central 104. La turbomachine 100 comprend un bec de séparation 107 séparant le flux d’air secondaire F2 et le flux d’air primaire F1. La turbomachine 100 comprend en outre un carter intermédiaire 108 séparant le compresseur basse pression 106 et le compresseur haute pression 105. Le carter intermédiaire 108 est délimité par une première virole annulaire interne 122 et une première virole annulaire externe 124. La veine primaire 109 est comprise entre la première virole annulaire interne 122 et une seconde virole annulaire interne 123. La veine secondaire 110 est comprise entre la première virole annulaire externe 124 et une seconde virole annulaire externe 125. Des bras 114 relient le carter intermédiaire 108 au carter externe 112 du carénage dans la veine secondaire 110 du flux secondaire F2. Le compresseur basse pression 106 comprend une succession d’étages de parties tournantes, où chaque étage comprend une roue d’aubes mobiles portées 116 par un disque et une roue d’aubes de stator 118 portées par une virole annulaire du bec de séparation 107. Les aubes de stator 118 peuvent être des aubes à angle de calage variable. La turbomachine 100 comprend en outre une pluralité de vannes de décharge 120 ou VBV (pour Variable Bleed Valve, en anglais), qui permettent de renvoyer une partie du flux d’air primaire F1, en sortie du compresseur basse pression 106, dans la veine secondaire 110 du flux d’air secondaire F2. Cette décharge a pour effet, en faisant baisser la pression en aval du compresseur basse pression 106, d’abaisser le point de fonctionnement de celui-ci et de réduire les risques de pompage du compresseur basse pression 106 consistant en une inversion brutale de l’écoulement du flux de gaz chauds de la chambre de combustion, pouvant endommager le compresseur basse pression 106. Ainsi, les vannes de décharge 120 sont formées dans la première virole annulaire interne 122 du carter intermédiaire 108 et communiquent avec une cavité 125 compris entre la première virole annulaire interne 122 et la première virole annulaire externe 124 du carter intermédiaire 108. Telles que représentées sur les figures 3a-3c, ces vannes de décharge 120 sont régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal X de la turbomachine 100. Chaque vanne de décharge 120 comprend une porte 126 déplaçable par rapport au carter intermédiaire 108, entre une position d'obturation, représentée sur la figure 3a, d'un orifice 128 de passage d'air formé dans le carter intermédiaire 108 donnant sur la cavité 125 et une position d'ouverture, représentée sur la figure 3b, de cet orifice 128. L'ouverture de ces portes 126 permet d'évacuer une partie de l'air du flux primaire F1 dans certaines conditions de fonctionnement de la turbomachine, cet air étant réinjecté dans le flux secondaire F2 ou alimentant des systèmes de refroidissement ou de ventilation de composants de la turbomachine. Lorsque la porte 126 est en position ouverte, un phénomène d’accrétion peut apparaitre dans la cavité 125 entrainant la formation et adhérence de la grêle 130 sur les parois de la cavité 125. Cette couche de glace 130 empêche ensuite la fermeture de la porte 126, notamment dans un contexte de tempête de givre. Pour surveiller ce phénomène et éventuellement empêcher la formation de cette couche de glace 130, un dispositif 200 de surveillance du phénomène d’accrétion est installé dans la turbomachine 100, tel que représenté sur la figure 4. Le dispositif 200 comprend une première caméra 202 et une seconde caméra 204 agencées dans la cavité 125 de la vanne de décharge 120. La première caméra 202 et la seconde caméra 204 sont agencées en regard de l’orifice 128 et permettent de visualiser l’orifice 128 et les parois de la cavité 125. Le carter intermédiaire 108 présente des grilles d’aération 132 agencées dans la première virole externe 124 et permettant le passage d’air entre la veine primaire 109 et la veine secondaire 110. Les grilles d’aération 132 peuvent être commandées entre une position ouverte et une position fermée. Le dispositif 200 comprend en outre des moyens d’éclairage 206 configurés pour illuminer la cavité 125, ce qui permet d’améliorer la qualité des images des caméras 202 et 204. Les moyens d’éclairage 206 peuvent être séparés des, ou intégrés dans les, caméras 202 et 204. Les moyens d’éclairage 206 peuvent être des éclairages à LED. Une de la première caméra 202 et la seconde caméra 204 peut être par exemple une caméra USB ou un endoscope. Le dispositif 200 comprend aussi un moyen de commande 208 relié au caméras 202 et 204 et éventuellement aux moyens d’éclairage 206. Le moyen de commande 208 est configuré pour recevoir des données des caméra 202, 204 et éventuellement traiter ces données afin de détecter le phénomène d’accrétion par exemple par détection de la formation de la couche de glace 130. Le moyen de commande 208 peut en outre contrôler les caméras 202, 204 pour les configurer par exemple pour configurer la qualité d’image, la fréquence d’acquisition, le champ de vision, la distance focale et/ou la sensibilité lumineuse des caméras 202, 204. Le moyen de commande 208 peut en outre contrôler les moyens d’éclairage 206, par exemple pour commander l’intensité de l’éclairage, pour améliorer la qualité des images captées par les caméras 202, 204. Les caméras 202, 204 sont agencées à distance du moyen de commande 208. Les caméras 202, 204 et/ou les moyens d’éclairage 206 peuvent être reliés de façon filaire ou non filaire au moyen de commande 208. Par exemple, les caméras 202, 204 et/ou les moyens d’éclairage 206 peuvent être reliés au moyen de commande 208 par plusieurs câbles d’une longueur d’environ 20 m. Les caméras 202, 204 sont choisies pour résister aux contraintes environnementales telles que l’humidité, les températures dans la turbomachine 100 et les vibrations dans la turbomachine 100. Les caméras 202, 204 sont choisies de préférence pour résister aux plus larges gammes de températures possibles en regard de leurs performances optiques. Turbomachine (100) comprenant un carter intermédiaire séparant un compresseur basse pression (106) d’un compresseur haute pression (105) de ladite turbomachine, le carter intermédiaire comprenant une cavité formant un passage d’air entre une veine de flux d’air primaire de la turbomachine et un flux d’air externe, la turbomachine comprenant au moins une vanne de décharge (120) agencée au niveau d’une entrée (128) de la cavité (125) du côté de la veine de flux d’air primaire (109), la turbomachine comprenant en outre un dispositif de détection d’une accrétion dans ladite cavité (125) comprenant au moins une caméra (202,204) agencée dans ladite cavité (125). Turbomachine (100) selon la revendication 1, dans laquelle le dispositif comprend un moyen de traitement (208) configuré pour déterminer la présence d’accrétion dans la cavité (125). Turbomachine (100) selon la revendication 2, dans laquelle l’au moins une caméra (202,204) est reliée au moyen de traitement (208) de façon filaire. Turbomachine (100) selon la revendication 1 ou 3, dans lequel l’au moins une caméra (202,204) est configurée pour visualiser l’entrée (128) de la cavité (125). Turbomachine (100) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le dispositif (200) comprend au moins un moyen d’éclairage (206) agencé sur une paroi de la cavité (125). Turbomachine (100) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le dispositif (200) comprend au moins un endoscope agencé dans la cavité (125) et configuré pour déterminer un flux de grêle entrant dans la cavité (125). Turbomachine (100) selon l’une des revendications 1 à 6, comprenant un double flux d’air, le flux externe étant un flux d’air secondaire (110) passant entre un carter externe (112) de la turbomachine et le compresseur basse pression (106) et le compresseur haute pression (105).