FR 3126022 A1 20230210 FR 2108509 A 20210805 L'invention se rapporte à un ensemble (50) pour turbomachine d’aéronef comprenant un premier élément (25) ainsi qu’un second élément (35) chacun centré sur un axe central longitudinal (2), le premier élément (25) délimitant en partie une cavité de circulation d’air (46) et l’ensemble comprenant également une liaison mécanique (42) entre les premier et second éléments (25, 35), la liaison mécanique comportant une pluralité d’organes de fixation mécanique (36) répartis autour de l’axe central longitudinal (2), une partie d’extrémité (38) de chacun de ces organes de fixation mécanique (36) se trouvant en saillie axialement par rapport au premier élément (25). Selon l’invention, l’ensemble comprend en outre, fixée sur le premier élément (25), un anneau (52) de recouvrement des parties d’extrémité (38) des organes de fixation mécanique (36), l’anneau (52) délimitant une sous cavité (46a) d’isolement des parties d’extrémité (38). Figure pour l’abrégé : Figure 4. ENSEMBLE POUR TURBOMACHINE D’AERONEF COMPRENANT UNE ANNEAU DE RECOUVREMENT POUR L’ISOLEMENT D’ORGANES DE FIXATION MECANIQUE VIS-A-VIS D’UN FLUX D’AIR L’invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef, et plus particulièrement les ensembles comprenant des organes de fixation mécanique, tels que des boulons, dont les parties d’extrémité pénètrent dans des cavités de circulation d’air. De tels boulons sont par exemple divulgués dans le document EP 1 637 701 A1. L’invention s’applique à tout type de turbomachine d’aéronef, comme les turboréacteurs et les turbopropulseurs. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Les turbomachines d’aéronef comprennent habituellement plusieurs ensembles comportant deux éléments fixés l’un à l’autre à l’aide d’organes de fixation mécanique, dont les parties d’extrémité pénètrent dans une cavité de circulation d’air délimitée par l’un de ces deux éléments. Les organes de fixation mécanique, comme des boulons, sont généralement répartis autour de l’axe central longitudinal, en formant une rangée annulaire d’organes de fixation. La présence des parties d’extrémité des organes de fixation, dans la cavité de circulation d’air, génère un phénomène d’entrainement en rotation de l’air autour de chacune de ces parties d’extrémité en saillie. Ce phénomène se produit en raison du fait que la rangée annulaire d’organes de fixation, prise dans son ensemble, ne constitue pas un organe axisymétrique. L’entrainement en rotation de l’air, localement au niveau de chaque organe de fixation mécanique, consomme de l’énergie et réduit ainsi le rendement de la turbine, ce qui augmente la consommation du moteur. En fonction des applications, les parties d’extrémité des organes de fixation peuvent aussi freiner/perturber l’air déjà en rotation, avec les mêmes conséquences néfastes sur le rendement et la consommation du moteur. A titre d’exemple, l’ensemble peut comprendre un disque de roue de turbine ou de compresseur, relié par des boulons à une virole de raccordement inter-disques. Dans ce cas, ce sont les têtes de vis ou les écrous qui font saillie dans la cavité de circulation d’air délimitée par le disque, et qui génèrent le phénomène préjudiciable décrit ci-dessous, également dénommé « barattage ». Il subsiste par conséquent un besoin d’amélioration de la conception de ces ensembles, de manière à réduire les impacts négatifs sur la consommation spécifique de carburant. Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l’invention a pour objet un ensemble pour turbomachine d’aéronef comprenant un premier élément ainsi qu’un second élément chacun centré sur un axe central longitudinal, le premier élément délimitant en partie une cavité de circulation d’air et l’ensemble comprenant également une liaison mécanique entre les premier et second éléments, la liaison mécanique comportant une pluralité d’organes de fixation mécanique répartis autour de l’axe central longitudinal, une partie d’extrémité de chacun de ces organes de fixation mécanique se trouvant en saillie axialement par rapport au premier élément. Selon l’invention, l’ensemble comprend en outre, fixé sur le premier élément, un anneau de recouvrement des parties d’extrémité des organes de fixation mécanique, l’anneau délimitant avec le premier élément une sous cavité d’isolement des parties d’extrémité des organes de fixation mécanique, vis-à-vis de l’air destiné à circuler dans ladite cavité. En d’autres termes, les parties d’extrémité des organes de fixation mécanique se retrouvent avantageusement confinées dans la sous cavité délimitée par l’anneau de recouvrement, de sorte que l’air circulant dans la cavité délimitée par le premier élément n’est plus perturbé par ces parties d’extrémité, ou bien moins que dans les réalisations de l’art antérieur. En particulier, le phénomène de barattage s’en trouve largement réduit, voire totalement éradiqué, ce qui confère un gain en matière de consommation spécifique de carburant. L’invention prévoit de préférence au moins l’une des caractéristiques techniques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. De préférence, l’anneau forme un capot de recouvrement des organes de fixation mécanique, le capot étant exempt de discontinuité autour de l’axe central longitudinal (donc selon une direction circonférentielle de l’ensemble), de manière à limiter au maximum d’éventuelles perturbations sur le flux d’air circulant dans la cavité. De préférence, l’ensemble comprend des moyens de montage de l’anneau de recouvrement sur le premier élément, ces moyens de montage étant dépourvus d’éléments vissés. Préférentiellement, ces moyens de montage de l’anneau de recouvrement comprennent une liaison à crabotage, ou un anneau de retenue axiale, ou encore toute autre solution technique permettant de limiter les protubérances dans la cavité de circulation d’air. De préférence, les organes de fixation mécanique sont des boulons. De préférence, le premier élément est un disque de roue de turbine ou de compresseur, et encore plus préférentiellement un disque de roue mobile de turbine ou de compresseur, soumise à un flux primaire haute pression. En effet, le phénomène de barattage étant d’autant plus conséquent que la vitesse de rotation des roues est élevée, il s’avère particulièrement avantageux de mettre en œuvre l’invention sur les composants haute pression, qui tournent aux vitesses les plus importantes et sur lesquelles les gains escomptés sont ainsi les plus forts. De préférence, l’ensemble comprend une rangée annulaire d’aubes montées à la périphérie du disque dans des rainures de logement de ces aubes, l’anneau de recouvrement comprenant une partie périphérique formant rétention axiale des aubes par rapport au disque, et la partie périphérique de l’anneau définit une sous cavité d’alimentation en air des rainures de logement d’aubes. Dans ce mode de réalisation préféré, l’anneau de recouvrement remplit ainsi avantageusement une ou plusieurs fonctions additionnelles. De préférence, le second élément est une virole de raccordement inter-disques. De préférence, l’anneau recouvre axialement les parties d’extrémité des organes de fixation mécanique, ainsi que radialement de part et d’autre de ces parties d’extrémité. De préférence, l’anneau comporte une portion axialement en regard et à distance des parties d’extrémité, portion à partir de laquelle s’étendent deux branches radialement en regard des parties d’extrémité, les branches étant en contact préférentiellement étanche avec le premier élément. L’invention a également pour objet une turbine ou un compresseur de turbomachine d’aéronef comprenant au moins un ensemble tel que décrit ci-dessus, et de préférence une turbine ou un compresseur haute pression. Enfin, l’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant au moins un ensemble tel que décrit ci-dessus, la turbomachine étant préférentiellement un turboréacteur à double et/ou à double corps. D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; est une vue schématique en coupe axiale d’un turboréacteur à double flux selon l’invention ; représente une vue en demi-coupe axiale d’une partie de la turbine haute pression du turboréacteur montré sur la figure précédente, cette partie de turbine comportant un ensemble selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention ; représente une vue en perspective d’une roue mobile de la turbine haute pression montrée sur la figure précédente ; est une vue en perspective similaire à la précédente et montrant l’ensemble de turbine, coupé selon un plan longitudinal ; est une vue similaire à celle de la , avec l’anneau de recouvrement représenté de manière partielle et éclatée ; représente une vue partielle en coupe axiale, montrant une alternative de réalisation pour les moyens de montage de l’anneau de recouvrement sur le disque de roue de turbine ; et représente une vue similaire à celle de la , représentant l’ensemble selon un second mode de réalisation préféré de l’invention. EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION PREFERES En référence tout d’abord à la , il est représenté une turbomachine 1 d’aéronef, selon un mode de réalisation préféré de l’invention. Il s’agit ici d’un turboréacteur à double flux et à double corps. Néanmoins, il pourrait s’agir d’une turbomachine d’un autre type, par exemple un turbopropulseur, sans sortir du cadre de l’invention. La turbomachine 1 présente un axe central longitudinal 2 autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend, d’amont en aval selon une direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 11, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. De manière conventionnelle, après avoir traversé la soufflante, l’air se divise en un flux primaire central 12a et un flux secondaire 12b qui entoure le flux primaire. Le flux primaire 12a s’écoule dans une veine principale 14a de circulation des gaz traversant les compresseurs 4, 6, la chambre de combustion 11 et les turbines 7, 8. Le flux secondaire 12b s’écoule quant à lui dans une veine secondaire 14b délimitée radialement vers l’extérieur par un carter moteur, entouré d’une nacelle 9. La représente une partie de la turbine haute pression 7, sur laquelle il est montré successivement, d’amont en aval selon la direction 5, une roue mobile amont de turbine 20, une roue fixe 22 formant distributeur, ainsi qu’une roue mobile aval 24. Préférentiellement, il s’agit des premiers étages de la turbine haute pression 7. Chaque roue mobile 20, 24 comporte un disque 25 centré sur l’axe 2, à la périphérie duquel se trouve une rangée annulaire d’aubes 26, dont les pieds 28 sont logés dans des rainures de logement d’aubes 30 pratiquées à travers une partie périphérique 32 du disque. Les deux disques 25 sont reliés l’un à l’autre par une virole de raccordement inter-disques 34, s’étendant axialement à l’intérieur de la roue fixe 22. A l’extrémité amont de la virole de raccordement inter-disques 34, celle-ci comporte une bride de fixation 35 centrée sur l’axe 2 et traversée par des boulons 36, ces derniers traversant également une partie radialement externe du disque 25 de la roue mobile amont de turbine 20. A son extrémité aval, la virole 34 est préférentiellement réalisée d’une seule pièce avec le disque 25 de la roue mobile aval 24. Dans l’exemple représenté sur la , la tête de vis 38 de chaque boulon 36 est en appui axial contre le disque 25 de la roue mobile 20, tandis que l’écrou 40 se trouve en appui axial contre la bride de fixation 35. Néanmoins, une configuration inverse pourrait être adoptée, sans sortir du cadre de l’invention. Les boulons 36, agencés selon une couronne centrée sur l’axe 2, forment ainsi une liaison mécanique 42 entre le disque 25 et la bride 35, avec les têtes de vis 38 formant des parties d’extrémité amont en saillie axialement vers l’amont par rapport à ce disque 25 de la roue mobile de turbine 20. De manière connue, le disque 25 de la roue mobile de turbine 20 délimite en partie, axialement vers l’aval, une cavité 46 de circulation d’air. Le flux d’air a été représenté schématiquement sur la par la flèche 48. Il provient classiquement d’un prélèvement d’air sur l’un des compresseurs 4, 6 ou sur le flux secondaire 14b, puis traverse la cavité 46 avant de se diriger vers le fond des rainures 30 du disque, de manière à refroidir les aubes 26 logées dans ces rainures. Le disque 25 de la roue mobile amont de turbine 20, la virole de raccordement inter-disques 34, ainsi que les boulons 36 forment un ensemble 50 spécifique à la présente invention, dont un premier mode de réalisation préféré va être décrit conjointement en référence aux figures 2 à 5. Tout d’abord, il est noté que la direction 5 correspond également à la direction principale d’écoulement de l’air au sein de l’ensemble 50. Ce dernier comprend, selon une particularité de l’invention, un anneau 52 de recouvrement des têtes de vis 38, fixé sur le disque 25 de la roue 20, en étant situé en amont de ce disque 25. L’anneau de recouvrement 52, centré sur l’axe 2, délimite avec le disque 25 une sous cavité 46a d’isolement des têtes de vis 38, vis-à-vis de l’air circulant dans la cavité 46. En d’autres termes, au lieu d’être exposées au flux d’air 48 circulant dans la cavité 46 en étant susceptibles d’engendrer des phénomènes néfastes de barattage, les têtes de vis 38, en saillie vers l’amont, sont isolées dans la sous cavité annulaire fermée 46a, afin de ne pas perturber ce flux d’air. Toujours pour limiter les perturbations dans l’écoulement de l’air à travers la cavité 46, l’anneau de recouvrement 52 est essentiellement constitué par un capot 56 exempt de discontinuité autour de l’axe 2, c’est-à-dire dans la direction circonférentielle 58 de l’ensemble 50, ce capot 56 étant destiné au recouvrement des organes de fixation mécanique 36. Ce capot 56, de forme annulaire, constitue donc la plus grande partie de l’anneau 52, en se trouvant notamment axialement en regard des têtes de vis 38. En extrémité radialement externe, le capot 56 comporte une partie recourbée formant une branche axiale 60, en appui radial contre un renfoncement de la partie périphérique 32 du disque 25, de manière à fermer la sous cavité 46a radialement vers l’extérieur. La jonction entre la partie périphérique 32 du disque et l’anneau de recouvrement 52 se situe radialement vers l’intérieur par rapport au fond des rainures 30 de logement des aubes, de sorte que cet anneau 52 n’entrave pas l’évacuation du flux d’air 48 vers l’aval par ces mêmes rainures 30. En outre, au niveau de son extrémité radialement interne, le capot annulaire 56 comporte une autre branche 60’ qui est solidaire de moyens de montage de l’anneau de recouvrement 52 sur le disque 25. Ainsi, le capot 56 comporte une portion radiale 59 axialement en regard des têtes de vis 38, et aux extrémités de laquelle s’étendent les deux branches 60, 60’, chacune radialement en regard des têtes 38. De plus, les branches 60, 60’ sont en contact étanche avec le disque 25, pour assurer le confinement des têtes de vis 38 dans la sous cavité dédiée 46a. Les moyens de montage de l’anneau, très préférentiellement dépourvus d’éléments vissés comme des boulons, comprennent une liaison à crabotage 62 réalisée avec des dents 64 en saillie radialement vers l’intérieur à partir de l’extrémité radialement interne du capot 56. La liaison 62 est complétée par une collerette radiale 66 solidaire du disque 25, pourvue d’encoches 68 ouvertes radialement vers l’extérieur et dimensionnées pour permettre l’introduction axiale des dents 64. Le nombre d’encoches 68, préférentiellement identique au nombre de dents 64, peut être préférentiellement compris entre quatre et dix. Cette liaison à crabotage 62, qui ferme la sous cavité 46a radialement vers l’intérieur, n’engendre qu’une perturbation insignifiante du flux d’air 48 traversant la cavité 46, voire inexistante. Par conséquent, le capot 56 recouvre axialement les têtes de vis 38, ainsi que radialement de part et d’autre de ces têtes. La représente une alternative de réalisation pour les moyens de montage de l’anneau de recouvrement 52 sur le disque 25. En effet, dans cette alternative, la liaison à crabotage est remplacée par une liaison comprenant un anneau de retenue axiale 70, préférentiellement fendu. L’anneau de retenue 70 est logé dans une gorge 72 définie entre la collerette radiale 66 et le flanc du disque 25, et se trouve en appui axial aval sur une surface d’appui 74 de l’extrémité radialement interne du capot 56 de l’anneau 52 de recouvrement. Dans un second mode de réalisation représenté sur la , le capot 56 de l’anneau de recouvrement 52 est prolongé radialement vers l’extérieur, de manière à comprendre une partie périphérique 76 formant rétention axiale des pieds d’aubes 28 dans les rainures 30 du disque 25. De plus, pour fonctionnaliser encore davantage de cet anneau 52, sa partie périphérique 76 peut définir une sous cavité 46b d’alimentation en air des rainures de logement d’aubes 30, puisque la sous cavité 46b s’ouvre sur le fond des rainures de logement d’aubes 30. La sous cavité 46b, préférentiellement annulaire et centrée sur l’axe 2, est elle-même alimentée en air provenant de la cavité 46, par le biais d’ouvertures axiales 80 pratiquées à travers la partie périphérique 76. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l’homme du métier à l’invention qui vient d’être décrite, uniquement à titre d’exemples non limitatifs, et dont la portée est définie par les revendications annexées. Ensemble (50) pour turbomachine d’aéronef comprenant un premier élément (25) ainsi qu’un second élément (35) chacun centré sur un axe central longitudinal (2), le premier élément (25) délimitant en partie une cavité de circulation d’air (46) et l’ensemble comprenant également une liaison mécanique (42) entre les premier et second éléments (25, 35), la liaison mécanique comportant une pluralité d’organes de fixation mécanique (36) répartis autour de l’axe central longitudinal (2), une partie d’extrémité (38) de chacun de ces organes de fixation mécanique (36) se trouvant en saillie axialement par rapport au premier élément (25), caractérisé en ce qu’il comprend en outre, fixé sur le premier élément (25), un anneau (52) de recouvrement des parties d’extrémité (38) des organes de fixation mécanique (36), l’anneau (52) délimitant avec le premier élément (25) une sous cavité (46a) d’isolement des parties d’extrémité (38) des organes de fixation mécanique (36), vis-à-vis de l’air destiné à circuler dans ladite cavité (46). Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’anneau (52) forme un capot (56) de recouvrement des organes de fixation mécanique (36), le capot (52) étant exempt de discontinuité autour de l’axe central longitudinal (X). Ensemble selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de montage (62, 70) de l’anneau de recouvrement (52) sur le premier élément (25), ces moyens de montage étant dépourvus d’éléments vissés. Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens de montage de l’anneau de recouvrement (52) comprennent une liaison à crabotage (62), ou un anneau de retenue axiale (70). Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les organes de fixation mécanique sont des boulons (36). Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le premier élément (25) est un disque de roue de turbine ou de compresseur, et en ce que le second élément est une virole de raccordement inter-disques (35). Ensemble selon la revendication 6, caractérisé en ce qu’il comprend une rangée annulaire d’aubes (26) montées à la périphérie du disque dans des rainures de logement (30) de ces aubes, l’anneau de recouvrement (52) comprenant une partie périphérique (76) formant rétention axiale des aubes (26) par rapport au disque (25), et en ce que la partie périphérique (76) de l’anneau définit une sous cavité (46b) d’alimentation en air des rainures de logement d’aubes (30). Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’anneau (52) recouvre axialement les parties d’extrémité (38) des organes de fixation mécanique (36), et en ce que l’anneau (52) recouvre en outre radialement de part et d’autre les parties d’extrémité (38), l’anneau (52) comportant de préférence une portion (59) axialement en regard et à distance des parties d’extrémité (38), portion (59) à partir de laquelle s’étendent deux branches (60, 60’) radialement en regard des parties d’extrémité (38), les branches (60, 60’) étant en contact avec le premier élément (25). Turbine (7, 8) ou compresseur (4, 6) de turbomachine d’aéronef comprenant au moins un ensemble (50) selon l’une quelconque des revendications précédentes. Turbomachine (1) d’aéronef comprenant au moins un ensemble (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.