FR 3125083 A1 20230113 FR 2107487 A 20210709 L’invention concerne un système anti incendie (30) pour une turbomachine (1), telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef, la turbomachine comprenant au moins une turbine (3) ayant un disque (5) de turbine et une cavité annulaire (16) qui est agencée en amont du disque (5), le disque (5) comprenant un alésage interne (7) et le système anti-incendie (30) comprenant un dispositif de refroidissement (14) destiné à alimenter la cavité (16) en air de refroidissement via des moyens d’injection (17). Selon l’invention, le système anti-incendie (30) comprend des moyens configurés de manière à d’une part scinder la cavité annulaire en une première cavité et en une deuxième cavité et d’autre part à maintenir une vitesse de l’air de refroidissement en sortie des moyens d’injection (16) et à guider l’air de refroidissement dans la première cavité vers l’alésage interne (7) du disque (5) de turbine. Figure 2 SYSTEME ANTI-INCENDIE POUR UNE TURBOMACHINE COMPRENANT DES MOYENS DE MAINTIEN D’UNE VITESSE D’AIR DE REFROIDISSEMENT ET TURBOMACHINE CORRESPONDANTE Domaine de l’invention La présente invention concerne le domaine général des turbomachines. Elle vise en particulier un système anti-incendie installé dans une cavité alimentée par un air de refroidissement, proche d’une zone chaude d’une turbomachine, et qui comprend des moyens de maintien d’une vitesse de l’air de refroidissement entrant dans la cavité. L’invention concerne également une turbomachine comprenant un tel système anti-incendie. Arrière-plan technique Une turbomachine pour un aéronef comprend généralement, d’amont en aval et suivant le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, une section de compresseur, une chambre de combustion, une section de turbine. La section de compresseur comprend par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression et la section de turbine comprend par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression. La turbomachine peut comprendre une turbine libre qui est entrainée par les gaz en sortie de la turbine haute pression ou de la turbine basse pression située en amont de celle-ci. Les pièces tournantes de ces compresseurs et/ou turbines telles que des arbres et des roues sont entrainées et/ou guidées en rotation à l’aide de paliers à roulements qui sont logés dans des enceintes de refroidissement et de lubrification. Les enceintes de refroidissement et de lubrification sont agencées à proximité de zones dites chaudes qui sont exposées de manière générale à des températures élevées car ces pièces sont traversées par les gaz de la turbomachine. A cet effet, les turbomachines sont équipées d’un système de lubrification permettant de lubrifier et/ou de refroidir le ou les palier(s) à roulements nécessaires au guidage des arbres et qui sont montés dans les enceintes de refroidissement et de lubrification. Les turbomachines sont également équipées d’un dispositif de refroidissement permettant le refroidissement des pièces situées dans des zones chaudes de la turbomachine et la pressurisation des enceintes. De manière générale, le système de lubrification et le dispositif de refroidissement sont agencés dans des espaces restreints favorisant la proximité du circuit de lubrification du système de lubrification avec des pièces de rotors situées dans la zone chaude de la turbomachine. En cas de fuite, le lubrifiant peut rencontrer dans ces zones, des conditions de température, de pression, de vitesse d’écoulement de l’air de refroidissement et de niveau de turbulence de l’air de refroidissement qui sont favorables à une auto-inflammation. Ce risque d’auto-inflammation pourrait engendrer des dégradations des pièces de rotors, voire la rupture et/ou libération des pièces tournant à haute vitesse. L’invention a pour but d’éviter les inconvénients précités. L’objectif de l’invention est de fournir une solution optimale permettant de limiter, voire d’empêcher une inflammation d’un fluide combustible dans une zone chaude de la turbomachine tout en étant simple et économique. Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce un système anti incendie pour une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef, la turbomachine comprenant au moins une turbine ayant un disque de turbine et une cavité annulaire qui est agencée en amont du disque, le disque comprenant un alésage interne et le système anti-incendie comprenant un dispositif de refroidissement destiné à alimenter la cavité en air de refroidissement via des moyens d’injection, le système anti-incendie comprenant des moyens configurés de manière à d’une part, scinder la cavité annulaire en une première cavité et en une deuxième cavité et d’autre part, à maintenir une vitesse de l’air de refroidissement en sortie des moyens d’injection et à guider l’air de refroidissement dans la première cavité vers l’alésage interne du disque de turbine. Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, de tels moyens permettent d’éviter qu’une éventuelle flamme suite à un départ de feu dans la cavité ne soit stabilisée. La configuration de ces moyens permet de conserver la vitesse d’écoulement de l’air de refroidissement depuis la sortie des moyens d’injection vers l’alésage interne du disque de turbine, et d’éviter les recirculations d’air de refroidissement dans les cavités, notamment la première cavité à proximité de la turbine (libre ou liée) afin de ne pas y stabiliser de feu. Le système anti-incendie comprend l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : - les moyens de maintien de la vitesse comprennent un diffuseur annulaire s’étendant entre un bord amont et un bord aval suivant un axe D et étant pourvu de canaux qui sont formés dans l’épaisseur d’une paroi annulaire du diffuseur, les canaux ayant chacun un profil évolutif et débouchant chacun, d’une part dans le bord amont à travers une pluralité de lumières, et d’autre part dans le bord aval dans une ouverture annulaire, les lumières étant disposées autour de l’axe D et étant en communication fluidique avec les moyens d’injection du dispositif d’air de refroidissement. - le diffuseur présente une longueur prédéterminée entre le bord amont et le bord aval, le bord aval étant destiné à être sensiblement affleurant avec une extrémité libre, radialement interne, d’un premier flasque monté en amont du disque de turbine et avec un jeu prédéterminé. - le système anti-incendie est réalisé selon une loi géométrique définie par la formule suivante : avec α étant un angle prédéterminé mesuré entre une première droite passant par un sommet d’une lumière, parallèle à un axe principal respectif des canaux, et une deuxième droite tangente à un flanc d’un canal, L étant la longueur prédéterminée du diffuseur et LC étant la largeur circonférentielle de chaque lumière. - la turbomachine comprend un support de palier de guidage d’un arbre de la turbine qui comprend une première bride radiale, et un couvercle muni d’une deuxième bride radiale destinée à être fixée sur la première bride radiale par des premiers organes de fixation, les premiers organes de fixation étant répartis régulièrement autour de l’axe longitudinal X et le couvercle comprenant une paroi annulaire destinée à traverser l’alésage interne du disque de turbine. - le système comprend un capot annulaire destiné à être monté sur le couvercle et à couvrir les premiers organes de fixation, le capot comprenant une paroi de fond annulaire destinée être fixée sur une portée annulaire du couvercle. - le capot annulaire comprend une jupe annulaire s’étendant depuis la paroi de fond suivant un axe C du capot, la jupe annulaire comprenant une portion tubulaire et une portion tronconique reliant la portion tubulaire à la paroi de fond suivant l’axe C, le capot comprenant un rayon de courbure prédéterminé agencé d’une part, entre la portion tubulaire et la portion tronconique et d’autre part, entre la portion tronconique et la paroi de fond. - le capot présente une bordure annulaire disposée de manière adjacente à une extrémité aval d’une paroi radialement interne du diffuseur, le diffuseur comprenant une paroi radialement externe ayant une bordure aval agencée radialement à l’extérieur du capot et à distance du capot. - le disque de turbine comprend un rebord annulaire s’étendant circonférentiellement autour de l’axe longitudinal et axialement suivant l’axe longitudinal vers l’amont, une portion d’une veine d’écoulement d’air de refroidissement étant délimitée au moins en partie par une surface radialement interne du rebord annulaire et une surface radialement externe du capot. - le rapport entre le rayon de courbure prédéterminé et la hauteur de la veine d’écoulement d’air de refroidissement est supérieur à 1. - l’extrémité libre du flasque est annulaire et entoure radialement à l’extérieur un rebord annulaire du disque de turbine. - le système est configuré de manière que le rapport de la vitesse de flamme turbulente sur la vitesse d’écoulement d’un mélange air/huile soit inférieur à 1. - la portion tubulaire du capot comprend la bordure annulaire. - la longueur prédéterminée du diffuseur est destinée à être inférieure ou égale à une distance mesurée entre une extrémité distale d’un rebord annulaire du disque de turbine et les moyens d’injection. - les organes de fixation comprennent chacun une tête et en ce que la paroi de fond comprend des logements qui débouchent chacun dans un troisième trou, chaque logement étant destiné à logé et contenir la tête des organes de fixation. - le nombre des organes de fixation est compris entre 4 et 8. - le diffuseur est réalisé par une procédé de fabrication additive ou fusion sélective de poudre. - chaque lumière est en communication fluidique avec un injecteur des moyens d’injection. - l’angle prédéterminé étant compris entre 9° et 24°. L’invention concerne également une turbomachine en particulier d’un aéronef, ayant un axe longitudinal X et comprenant une turbine reliée par un arbre fournissant une puissance mécanique, une cavité agencée en amont d’un premier étage de la turbine, un dispositif de refroidissement équipé des moyens d’injection, et un système anti-incendie tel que susmentionné, le système anti-incendie étant agencé dans la cavité et les moyens d’injection étant en communication fluidique avec les canaux du système de refroidissement. La turbomachine comprend l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : - un premier flasque est agencé en amont du disque de turbine, le bord aval du diffuseur étant placé à proximité d’une extrémité radialement interne du premier flasque avec le jeu prédéterminé. - la turbine est disposée en aval d’une section de turbine. - l’arbre est un arbre de puissance fournissant une puissance mécanique sur un arbre de sortie. - la turbine est une turbine liée ou une turbine libre. L’invention concerne en outre un aéronef comprenant au moins une turbomachine telle que susmentionnée. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels : La représente une vue en coupe axiale et partielle d’un exemple de turbomachine comprenant au moins une turbine selon l’invention ; La est une vue en coupe axiale d’un système anti-incendie dans une cavité pressurisée selon l’invention ; La est une vue en perspective d’un exemple de support de palier de guidage d’un arbre de puissance d’une turbomachine selon l’invention ; La est une vue en perspective d’un exemple de couvercle destiné à être monté sur un support de palier selon l’invention ; La est une vue en perspective d’un exemple d’organe de guidage d’un air de refroidissement selon l’invention ; La est une vue en coupe axiale d’un système anti-incendie agencé dans une cavité pressurisée d’une turbomachine selon l’invention ; La représente en perspective un exemple d’organe d’adaptation d’un débit d’air vers un autre organe de la turbomachine selon l’invention ; La est une vue suivant une coupe axiale AA d’un canal de l’organe d’adaptation d’un débit d’air de la ; La est une vue suivant une coupe BB du canal selon la ; et La est une vue suivant une coupe CC du canal selon la . Système anti incendie (30) pour une turbomachine (1), telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef, la turbomachine comprenant au moins une turbine (3) ayant un disque (5) de turbine et une cavité annulaire (16) qui est agencée en amont du disque (5), le disque (5) comprenant un alésage interne (7) et le système anti-incendie (30) comprenant un dispositif de refroidissement (14) destiné à alimenter la cavité (16) en air de refroidissement via des moyens d’injection (17), caractérisé en ce que le système anti-incendie (30) comprend des moyens configurés de manière à d’une part, scinder la cavité annulaire (16) en une première cavité (16a) et en une deuxième cavité (16b) et d’autre part, à maintenir une vitesse de l’air de refroidissement en sortie des moyens d’injection (17) et à guider l’air de refroidissement dans la première cavité (16a) vers l’alésage interne (7) du disque (5) de turbine. Système anti-incendie (30) selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de maintien de la vitesse comprennent un diffuseur (52) annulaire s’étendant entre un bord amont (54) et un bord aval (55) suivant un axe D et étant pourvu de canaux (56) qui sont formés dans l’épaisseur d’une paroi annulaire (53) du diffuseur (52), les canaux ayant chacun un profil évolutif et débouchant chacun, d’une part dans le bord amont (54) à travers une pluralité de lumières (58), et d’autre part dans le bord aval (55) dans une ouverture (59) annulaire, les lumières (58) étant disposées autour de l’axe D et étant en communication fluidique avec les moyens d’injection (17) du dispositif d’air de refroidissement (14). Système anti-incendie (30) selon la revendication 2, caractérisé en ce que le diffuseur (52) présente une longueur prédéterminée (L1) entre le bord amont (54) et le bord aval (55), le bord aval (55) étant destiné à être sensiblement affleurant avec une extrémité radialement inter (12) d’un flasque (’12) monté sur le disque (5) de turbine et avec un jeu prédéterminé (J). Système anti-incendie (30) selon l’une des revendications 2 à 3, caractérisé en ce qu’il est réalisé selon une loi géométrique définie par la formule suivante : avec α étant un angle prédéterminé mesuré entre une première droite (D1) passant par un sommet d’une lumière (58), parallèle à un axe principal (E) respectif des canaux (56), et une deuxième droite (D2) tangente à un flanc (57a, 57b) d’un canal (56), L étant la longueur prédéterminée (L1) du diffuseur (52) et LC étant la largeur circonférentielle de chaque lumière (58). Système anti-incendie (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend un capot (40) annulaire destiné à être monté sur un couvercle (31) de la turbomachine et à couvrir les premiers organes de fixation (27), le capot (40) comprenant une paroi de fond (41) annulaire destinée être fixée sur une portée annulaire (36) du couvercle (31). Système anti-incendie (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le capot (40) annulaire comprend une jupe annulaire (42) s’étendant depuis la paroi de fond (41) suivant un axe C du capot (40), la jupe annulaire (42) comprenant une portion tubulaire (45) et une portion tronconique (46) reliant la portion tubulaire à la paroi de fond (41) suivant l’axe C, le capot (40) comprenant un rayon de courbure (r1, r2) prédéterminé agencé d’une part, entre la portion tubulaire (45) et la portion tronconique (46) et d’autre part, entre la portion tronconique (46) et la paroi de fond (41). Système anti-incendie (30) selon l’une des revendications 5 et 6, caractérisé en ce que le capot (40) présente une bordure annulaire (44) disposée de manière adjacente à une extrémité aval d’une paroi radialement interne (53a) du diffuseur (52), le diffuseur (52) comprenant une paroi radialement externe (53b) ayant une bordure aval (55) qui s’étend radialement à l’extérieur du capot (40) et à distance du capot (40). Système anti-incendie (30) selon l’une quelconque des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que le disque (5) de turbine comprend un rebord annulaire (9) s’étendant circonférentiellement autour de l’axe longitudinal et axialement suivant l’axe longitudinal vers l’amont, et en ce que le système anti-incendie (30) comprend une portion d’une veine d’écoulement (V) d’air de refroidissement qui est délimitée au moins en partie par une surface radialement interne du rebord annulaire (9) et une surface radialement externe du capot (40). Système anti-incendie (30) selon la revendication 6 et 8, caractérisé en ce que le rapport entre le rayon de courbure (r1, r2) prédéterminé et la hauteur (Dh) de la veine d’écoulement (V) d’air de refroidissement est supérieur à 1. Turbomachine (1) en particulier d’un aéronef, ayant un axe longitudinal X et comprenant une turbine (3) reliée par un arbre fournissant une puissance mécanique, une cavité (16) annulaire agencée en amont d’un premier étage de la turbine (3), un dispositif de refroidissement (14) équipé des moyens d’injection (17), et un système anti-incendie (30) selon l’une quelconque des revendications précédentes, le système anti-incendie (30) étant agencé dans la cavité annulaire (16) et les moyens d’injection étant en communication fluidique avec les canaux (56) du système de refroidissement (14). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’elle comprend un support de palier (21) de guidage d’un arbre de la turbine (3) qui comprend une première bride radiale (22b), et un couvercle (31) muni d’une deuxième bride radiale (33) destinée à être fixée sur la première bride radiale (22b) par des premiers organes de fixation (27), les premiers organes de fixation étant répartis régulièrement autour de l’axe longitudinal X et le couvercle (31) comprenant une paroi annulaire (32) destinée à traverser l’alésage interne (7) du disque de turbine.