FR 3117152 A1 20220610 FR 2113023 A 20211206 La présente invention concerne un module de combustion (1) pour une turbomachine (10), comportant : - un carter annulaire (3) s’étendant autour d’un axe longitudinal (X), - une chambre annulaire de combustion (2) située à l’intérieur du carter (3) et comportant des parois annulaires coaxiales, respectivement, interne (4) et externe (5), reliées entre elles par un fond de chambre annulaire (6), lesdites parois (4, 5) et ledit fond de chambre (6) étant formés par au moins deux enveloppes annulaires (50, 60) qui sont réalisées en matériau composite à matrice céramique et qui comprennent des bords annulaires (52, 62) emboîtés l’un dans l’autre et en appui axial l’un sur l’autre, le module (1) comprend en outre des dispositifs anti-déboitement (8) configurés pour maintenir les bords annulaires (52, 62) en appui axial l’un sur l’autre, ces dispositifs (8) étant portés par la chambre (2) et/ou le carter (3). Figure pour l’abrégé : Figure 2 MODULE DE COMBUSTION POUR UNE TURBOMACHINE Domaine technique de l'invention La présente invention concerne un module de combustion pour une turbomachine, et plus particulièrement, la configuration et le montage des parois en matériau composite à matrice céramique (CMC) d’une chambre de combustion du module de combustion. Arrière-plan technique D’une manière générale, une turbomachine, en particulier d’un aéronef, comprend un générateur de gaz comportant notamment un ou plusieurs compresseurs, par exemple basse pression et haute pression, disposé(s) en amont d’un module de combustion. En référence à la , un module de combustion 1 de turbomachine 10, en particulier d’aéronef, présente un axe longitudinal X qui peut être confondu avec un axe longitudinal de la turbomachine 10. Le module 1 comprend une chambre de combustion 2 qui a une forme annulaire. Sur l’exemple, la chambre 2 s’étend autour de l’axe X et est entourée par un carter annulaire 3 qui s’étend également autour de l’axe X. La chambre 2 est délimitée par des parois annulaires interne 4 et externe 5 coaxiales et réunies par un fond de chambre 6. La paroi externe 5 est fixée au carter 3 qui porte une rangée annulaire d’injecteurs de carburant 7 de manière à alimenter la chambre 2 avec du carburant. Sur l’exemple, chaque injecteur 7 passe par un axe A qui est perpendiculaire à l’axe X. Une partie de l’air comprimé provenant d’un compresseur centrifuge 90 via un diffuseur annulaire 92 pénètre dans la chambre 2 et est mélangée au carburant apporté par les injecteurs 7. Une autre partie de cet air circule autour de la chambre et est illustrée par des flèches sur la . La combustion du mélange air/carburant est initiée dans la chambre 2 par un dispositif d’allumage (non illustré) et génère une combustion dans le fond de chambre 6. La illustre une chambre 2 à retour, dans laquelle le fond de chambre 6 est situé à l’aval. De plus, les parois annulaires interne et externe 4, 5 de la chambre 2 se prolongent radialement vers l’intérieur du module 1 (par rapport à l’axe X) par un retournement 4a, 5a pour amener les gaz de combustion de la chambre 2 vers un distributeur 94 de turbine. Le retournement 4a, 5a comprend un coude interne 4a relié à la paroi interne 4 et un coude externe 5a relié à la paroi externe 5. On notera qu’une chambre de combustion directe, c’est-à-dire à flux normal, comprend un fond de chambre situé à l’amont et une sortie qui est située à l’aval et débouche dans le distributeur d’une turbine de la turbomachine. La illustre quant à elle une chambre de combustion à retour dans laquelle le fond de chambre est situé du côté aval et le retournement prévu à la sortie de la chambre permet de réorienter les gaz de combustion dans le distributeur de turbine. Dans le cadre de la conception et de l’intégration d’un module de combustion, il est possible de séparer l’architecture de la chambre de combustion en plusieurs pièces pour notamment faciliter la fabrication et/ou l’opérabilité du module de combustion. Ceci peut engendrer des problèmes d’assemblage des différentes pièces fabriquées séparément dans un environnement thermiquement et mécaniquement extrêmement contraint. La chambre de combustion est généralement réalisée dans un matériau métallique qui permet un assemblage des pièces fabriquées séparément par liaison mécanique (telle que des boulons), soudure ou brasage. La chambre de combustion peut également être réalisée dans un matériau composite (tel qu’un composite à matrice céramique CMC) comportant des assemblages de pièces à la fois avec des liaisons dites « hybrides », à savoir une pièce en matériau métallique liée à une pièce en matériau composite pouvant supporter des dilatations différentielles, et des liaisons entre deux pièces en matériau composite. L’utilisation de matériaux composites est particulièrement avantageuse dans le domaine des turbomachines car ces matériaux,, relativement léger, ont une meilleure tenue à la température, ce qui permette d’économiser de l’air de refroidissement ou de fonctionner à plus haute température. Dans le cadre d’une chambre de combustion réalisée en matériau CMC, un assemblage de pièces en matériau CMC est généralement réalisé par des fixations de type boulon. Cet assemblage par boulon est relativement encombrant et peut être complexe à mettre en place dans l’environnement du module de combustion qui présente des contraintes mécanique, thermomécanique et chimique. Par exemple, il est nécessaire notamment de s’assurer d’un serrage fiable en tous points de fonctionnement et de prévoir un dispositif anti-rotationnel du boulon. Ces difficultés d’assemblage des pièces en matériau CMC peuvent impacter de façon générale la performance ou l’intégrité de la chambre de combustion (et par conséquent de la turbomachine). Dans ce contexte, il est utile de pallier au moins en partie aux inconvénients précités, en proposant une solution d’assemblage plus simple d’au moins deux pièces en matériau composite de type CMC dans un module de combustion d’une turbomachine. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la est une demi vue schématique en coupe axiale d’un module de combustion d’une turbomachine comportant une chambre de combustion à retour selon l’art antérieur ; la est une demi vue schématique partielle en coupe axiale d’un premier mode de réalisation d’un assemblage de module de combustion selon l’invention ; la est une vue schématique en perspective du dispositif anti-déboitement de la ; la est vue schématique en coupe selon un plan C-C de la ; la est une vue schématique en coupe selon un plan D-D de la ; la est une vue schématique en perspective d’un dispositif anti-déboitement selon un second mode de réalisation de l’invention ; la est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un dispositif anti-déboitement selon un troisième mode de réalisation de l’invention ; et la est une demi vue schématique en coupe axiale d’un quatrième mode de réalisation d’un dispositif anti-déboitement équipant un module de combustion selon l’invention. Module de combustion (1) pour une turbomachine, en particulier d’aéronef (10), comportant : - un carter annulaire (3) s’étendant autour d’un axe longitudinal (X), - une chambre annulaire de combustion (2) située à l’intérieur du carter (3) et comportant des parois annulaires coaxiales, respectivement, interne (4) et externe (5), reliées entre elles par un fond de chambre annulaire (6), lesdites parois (4, 5) et ledit fond de chambre (6) étant formés par au moins deux enveloppes annulaires (50, 60) qui sont réalisées en matériau composite à matrice céramique et qui comprennent des bords annulaires (52, 62) emboîtés l’un dans l’autre et en appui axial l’un sur l’autre, caractérisé en ce que le module (1) comprend en outre des dispositifs anti-déboitement (8) configurés pour maintenir les bords annulaires (52, 62) en appui axial l’un sur l’autre, ces dispositifs (8) étant portés par la chambre de combustion(2) et/ou le carter (3) et en ce que les dispositifs anti-déboitement (8) sont des organes de butée qui sont formés en saillie sur le carter (3) et qui comprennent des extrémités libres (880) configurées pour venir en butée sur la chambre de combustion (2), et en particulier sur le fond de chambre (6). Module de combustion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comprend une première enveloppe (60) définissant la paroi interne (4) et le fond de chambre (6), et une seconde enveloppe (50) définissant la paroi externe (5), lesdits bords (52, 62) étant situés à la jonction de la paroi externe (5) au fond de chambre (6). Module de combustion selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que chacun desdits organes se présente sous la forme d’un bras (88) de forme allongée et qui est inclinée par rapport à l’axe (X), l’extrémité libre (880) de ce bras (88) comprenant une surface d’appui (882) sur la chambre de combustion (2) qui s’étend dans un plan (P1) sensiblement perpendiculaire à l’axe (X). Module de combustion selon la revendication 3, caractérisé en ce que les bras (88) sont au nombre de trois à huit répartis circonférentiellement autour de l’axe (X). Module de combustion selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les organes de butée sont réalisés dans un même matériau de réalisation que le carter (3), dans lequel chacun des organes de butée présente une première épaisseur inférieure à une seconde épaisseur du carter (3). Module de combustion selon l’une des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que l’extrémité libre (880) des bras (88) est réalisée dans un matériau différent du matériau de réalisation desdits organes de butée. Module de combustion selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que lesdits organes de butée sont réalisés dans un matériau en composite, métallique ou alliage métallique. Module de combustion selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que lesdits organes de butée et le carter (3) sont monoblocs. Module de combustion selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la chambre de combustion (2) est à flux inversé. Turbomachine (10), en particulier d’aéronef, comprenant un module (1) de combustion selon l’une des revendications précédente.