FR 3121469 A1 20221007 FR 2103253 A 20210330 L’invention concerne un ensemble d’anneau de turbine (1) comprenant : - des secteurs d’anneau (40) en matériau composite à matrice céramique comportant chacun des première et seconde pattes d’accrochage (42, 43) et une cavité (30) de circulation d’un flux air, - un support métallique (5) comprenant une première bride (52) et une second bride (53) étant en appui axial vers l’amont contre la seconde patte (43), - un premier flasque métallique (56) disposé en amont de la première bride et comprenant une périphérie interne (561) en appui axial vers l’aval contre la première patte (42) et une périphérie externe (562) fixée à la première bride (52), et - des orifices de passage d’air (9a, 9b) formés dans la périphérie interne du premier flasque (56) et/ou dans la seconde bride, ces orifices étant configurés pour assurer le passage du flux d’air de ladite cavité jusqu’à l’extérieur de l’ensemble (1). Figure d’abrégé : Figure 3 ENSEMBLE D’ANNEAU DE TURBINE POUR UNE TURBOMACHINE Domaine technique de l'invention L’invention concerne le domaine technique des turbomachines, en particuliers pour des aéronefs. Plus particulièrement, l’invention concerne un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine qui comporte une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu’un support métallique annulaire d’anneau de turbine. Arrière-plan technique D’une manière générale, une turbomachine, en particulier d’un aéronef comprend, d’amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Une turbine haute pression de la turbomachine comprend au moins un étage comportant un distributeur formé d’une rangée annulaire d’aubes fixes de redressement et une roue à aubes montée rotative en aval du distributeur dans un ensemble cylindrique ou tronconique de secteurs d’anneau disposés circonférentiellement bout à bout et formant un anneau de turbine. Dans le cas des ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble d’anneau et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques. Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser des secteurs d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) et s'affranchir de la mise en œuvre d'un matériau métallique. Les matériaux CMC présentent de bonnes propriétés mécaniques les rendant aptes à constituer des éléments de structures et conservent avantageusement ces propriétés à températures élevées. La mise en œuvre de matériaux CMC a avantageusement permis de réduire le flux de refroidissement à imposer lors du fonctionnement et donc à augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques. Chaque secteur de l’anneau de turbine en matériau CMC est assemblé avec des éléments d’accrochage en matériau métallique d’un support annulaire de l’anneau de turbine et de l’ensemble d’anneau, ces éléments d’accrochage métalliques sont également soumis au flux chaud. Par conséquent, en réduisant le flux de refroidissement de fonctionnement de l’anneau de turbine, les éléments d’accrochage métalliques en contact avec l’anneau de turbine se retrouvent plus exposés au flux chaud. Ce sont alors les éléments d’accrochage métalliques qui sont soumis à des contraintes mécaniques importantes. Ainsi, il existe un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre des secteurs d’anneau en matériau CMC, notamment en réduisant les contraintes mécaniques auxquelles les pièces métalliques en contact des secteurs d'anneau en CMC sont soumises lors du fonctionnement de la turbine. A cet effet, l’invention propose un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine d’aéronef, l’ensemble d’anneau s’étendant autour d’un axe A et comprenant : - des secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine, chaque secteur d'anneau comportant des première et seconde pattes d’accrochage s’étendant radialement vers l’extérieur depuis, respectivement, des extrémités amont et aval des secteurs d’anneau, ces première et seconde pattes définissant entre elles une cavité de circulation d’un flux d’air F de refroidissement, - un support métallique annulaire d’anneau de turbine comprenant des première et seconde brides annulaires, respectivement amont et aval, s’étendant radialement vers l’intérieur et configurées pour maintenir les première et seconde pattes d’accrochage de chaque secteur d’anneau, ladite seconde bride étant en appui axial vers l’amont contre la seconde patte d’accrochage, par rapport au sens d’un flux de gaz G destiné à traverser l’ensemble d’anneau le long dudit axe A, et - un premier flasque métallique annulaire disposé en amont de l’anneau de turbine et de la première bride, ledit premier flasque comprenant une périphérie interne en appui axial vers l’aval contre la première patte d’accrochage et une périphérie externe fixée à la première bride. Selon l’invention, l’ensemble d’anneau comprend en outre des orifices de passage d’air formés dans la périphérie interne du premier flasque et/ou dans la seconde bride, ces orifices de passage d’air étant configurés pour assurer une sortie d’air depuis ladite cavité. Une telle configuration permet de refroidir efficacement les éléments métalliques de l’ensemble d’anneau qui sont exposés au flux chaud. Le système de refroidissement selon l’invention intègre des orifices dans la périphérie interne du premier flasque et/ou dans la seconde bride. Plus précisément, la cavité de circulation d’air de refroidissement de chaque secteur d’anneau est alimentée en flux d’air, dit de ventilation et de refroidissement, qui provient d’un compresseur de la turbomachine en amont de l’ensemble d’anneau. Ce flux d’air est évacué de la cavité de chacun des secteurs d’anneau préférentiellement par les orifices du premier flasque et/ou de la seconde bride, en absorbant la chaleur et ainsi en refroidissant ces éléments métalliques de l’ensemble d’anneau. Ceci permet d’augmenter la performance de la turbomachine puisque le flux d’air prélevé en amont de l’ensemble d’anneau permet de refroidir avec un minimum de débit à la fois l’anneau de turbine en CMC ainsi que le premier flasque métallique et/ou la seconde bride métallique. L’invention présente par conséquent l’avantage de proposer une conception simple, offrant une grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement de l’ensemble d’anneau dans une turbomachine. L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - les orifices du premier flasque sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’extérieur, et/ou les orifices de la seconde bride sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur ; - les orifices du premier flasque sont en outre préférentiellement orientés suivant une direction circonférentielle (par rapport à l’axe A) ; - les orifices de la seconde bride sont en outre préférentiellement orientés suivant une direction circonférentielle (par rapport à l’axe A) ; - la périphérie interne du premier flasque comprend une face annulaire radiale d’appui sur la première patte d’accrochage, et en ce que les orifices formés sur ce flasque débouchent en aval radialement à l’extérieur de cette face ; - la seconde bride comprend une périphérie interne ayant une face annulaire radiale d’appui sur la seconde patte d’accrochage, et en ce que les orifices formés sur cette seconde bride débouchent en amont radialement à l’extérieur de cette face ; - les orifices de passage d’air sont espacés régulièrement autour dudit axe A ; - les orifices de passage d’air sont rassemblés par séries d’orifices, le pas circonférentiel autour dudit axe A entre les orifices d’une même série d’orifices étant inférieur au pas circonférentiel autour dudit axe A entre deux séries d’orifices consécutives ; - chaque série d’orifices comprend entre trois et dix orifices. La présente invention concerne encore une turbine pour une turbomachine d’aéronef, comportant au moins un distributeur formé d’une rangée annulaire d’aubes fixes de redressement et une roue à aubes montée rotative en aval du distributeur et à l’intérieur de l’anneau de turbine d’un ensemble d’anneau selon l’une des particularités de l’invention. Chaque séries d’orifices formée sur le premier flasque peut être située entre deux bords de fuite de deux aubes fixes consécutives en amont de l’anneau de turbine, et/ou chaque séries d’orifices formée sur la seconde bride du support annulaire peut être située entre deux bords d’attaque de deux aubes fixes consécutives en aval de l’anneau de turbine. La présente invention concerne en outre une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins un ensemble de secteur d’anneau de turbine selon une des particularités de l’invention, ou une turbine selon l’invention. Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une demi vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbine haute pression d’une turbomachine selon l’art antérieur ; la figure 2 est une vue schématique en perspective d’un ensemble d’anneau de turbine de la turbine haute pression selon l’art antérieur ; la figure 3 est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble d’anneau de turbine selon un des modes de réalisation de l’invention ; la figure 4 est une vue schématique partielle en perspective de l’ensemble d’anneau de la figure 3 selon un premier mode de réalisation, dans lequel une seconde bride aval d’un support annulaire comprend des orifices de passage d’air selon une première configuration ; la figure 5a est une vue schématique en perspective du côté amont d’un premier flasque de l’ensemble d’anneau de la figure 3 ou 4 comportant des orifices selon la première configuration ; la figure 5b est une vue schématique en perspective du côté aval du premier flasque de la figure 5b ; la figure 6a est une vue schématique en perspective du côté aval de la seconde bride aval de la figure 4 comportant des orifices selon la première configuration ; la figure 6b est une vue schématique en perspective du côté amont de la seconde bride aval de la figure 6a ; la figure 7a est une vue schématique partielle en perspective du côté amont d’un ensemble d’anneau, dans lequel un premier flasque comprend des orifices de passage d’air selon une seconde configuration ; la figure 7b est une vue schématique partielle en perspective du côté aval de l’ensemble d’anneau de la figure 7a, dans lequel une seconde bride aval comprend des orifices de passage d’air selon la seconde configuration ; la figure 8a est une vue schématique en perspective du côté amont de la seconde bride aval de la figure 7b ; la figure 8b est une vue schématique en perspective du côté aval de la seconde bride aval des figures 7b et 8a ; la figure 9a est une vue schématique en perspective du côté amont du premier flasque de la figure 7a ; la figure 9b est une vue schématique en perspective du côté aval du premier flasque des figure 7a et 9a. Description détaillée de l'invention D'une manière générale, dans la présente demande, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal. Cet axe longitudinal peut être confondu avec un axe de rotation d’un moteur d’une turbomachine. Le terme « radial » qualifie une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une face intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. Par convention, dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation d’un flux de gaz dans la turbomachine. Une turbomachine comprend classiquement, d’amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Plus particulièrement, la figure 1 illustre une partie d’une turbomachine 10 s’étendant suivant un axe longitudinal X, et comportant, d’amont en aval, une chambre de combustion 1a, une turbine haute pression (HP) 1b et une turbine basse pression (BP) 1c. Chaque étage d’une des turbines 1b, 1c comprend une rangée annulaire d’aubes directrices ou fixes de redressement 20, 20’ et une roue à aubes 3 disposées en alternance de manière connue. La rangée annulaire d’aubes fixes 20 de la turbine HP 1b forme un distributeur 2. La roue 3 (ou rotor) est montée rotative en aval du distributeur 2 dans un ensemble 1 cylindrique ou tronconique selon une configuration de l’art antérieur. L’ensemble 1 comprend une pluralité de secteurs d’anneau 40 disposés circonférentiellement bout à bout et formant un anneau de turbine 4 enveloppant la roue 3. L’anneau de turbine 4 est suspendu à un carter de turbine 6 par l’intermédiaire d’un support annulaire 5. Ce support annulaire 5 de l’ensemble 1 comprend à sa périphérie interne une première et seconde brides radiales annulaires 52, 53, respectivement amont et aval, qui sont reliées l’une à l’autre par une portion cylindrique 51. Le support annulaire 5 comprend également une portion 54 tronconique (figure 1) ou annulaire (figure 2) s’étendant vers l’amont et vers l’extérieur par rapport à l’axe X. Cette portion 54 est, d’une part, reliée à son extrémité radialement interne à la portion cylindrique 51, et d’autre part, reliée à son extrémité radialement externe à une bride annulaire radialement externe 55 de fixation sur une bride annulaire 65 correspondante du carter de turbine 6. La portion 54 du support annulaire 5 définit avec une paroi tronconique 58 de la chambre 1a une enceinte annulaire 50. L’enceinte 50 est alimentée en air de ventilation et de refroidissement par des perçages 58a formés dans la paroi tronconique 58. Des perçages 52a sont formés dans la première bride 52 du support annulaire 5 pour établir une communication fluidique entre l'enceinte 50 et une cavité de circulation d’air de refroidissement 30 de chaque secteur d'anneau 40. Cette cavité 30 est délimitée extérieurement par la paroi 51 du support annulaire. La flèche F indique le sens d’écoulement d’un flux d’air de refroidissement provenant notamment du compresseur (non-illustré) de la turbomachine 10 qui alimente la chambre de combustion 1a en air. Les secteurs d’anneau 4 comprennent à leurs extrémités amont et aval des première et seconde pattes d’accrochage 42, 43 sur, respectivement, les première et seconde brides 52, 53 du support annulaire 5. L’ensemble de turbine 1 est décrit plus en détails en référence à la figure 2 qui le représente en demi vue en section radiale selon une autre configuration de l’art antérieur. L’ensemble de turbine 1 de la figure 2 peut être assemblé dans la turbomachine 10 de la figure 1. L’ensemble d’anneau 1 s’étend donc autour d’un axe longitudinal A. Cet axe A est sensiblement parallèle à l’axe X de la turbomachine 10. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 4 tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l'anneau de turbine 4. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 2 est une vue partielle de l'anneau de turbine 4 qui est en réalité un anneau complet. La flèche G indique le sens d’écoulement d’un flux gazeux dans la turbine 1b. Chaque secteur d'anneau 40 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section sensiblement en forme de la lettre grecque « Pi » (π) inversée. La section comprend en effet une base annulaire 41 et des première et seconde pattes radiales d'accrochage 42, 43. La section du secteur d'anneau peut présenter une autre forme que « π », comme par exemple une forme en « K » ou en « O ». La base annulaire 41 comporte, suivant la direction DR de l'anneau 4, une face interne 41a et une face externe 41b opposées l'une à l'autre. La face interne 41a de la base annulaire 41 peut être revêtue d'une couche de matériau abradable 44 pour définir une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Les première et seconde pattes 42, 43 s'étendent en saillie vers l’extérieur (suivant la direction DR) à partir de la face externe 41b et à distance des extrémités amont et aval 421a, 421b de la base annulaire 21 de chaque secteur d’anneau 40. Les première et seconde pattes 42, 43 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 40, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 40, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 40. Tel que décrit précédemment, le support annulaire 5 solidaire du carter de turbine 6 comprend : - une portion cylindrique 51 centrale, s'étendant dans la direction DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe A de l'anneau de turbine 4 lorsqu'ils sont fixés ensemble, - une première bride annulaire 52 et une seconde bride annulaire 53, respectivement en amont et en aval, les première et seconde brides 52, 53 s’étendent radialement vers l’intérieur (par rapport à la direction DR) à partir d’une face interne 51a de la portion 51. La première bride 52 comprend une première extrémité 524 libre et une seconde extrémité 525 opposée qui est reliée à la face interne 51a de la portion 51. La seconde bride 53 comprend une première portion 531, une seconde portion 532, et une troisième portion 533 comprise entre les première et seconde portions 531, 532. La première et troisième portions 531, 533 peuvent former une périphérie interne (par rapport à la direction DR) de la seconde bride 53, et la seconde portion 532 peut former une périphérie externe (par rapport à la direction DR) de la seconde bride 53. La première portion 534 comporte une première extrémité 534 libre et la seconde portion 532 comporte une seconde extrémité 535 reliée à la face interne 51a de la portion 51. La première portion 531 s'étend entre la première extrémité 534 et la troisième portion 533, et la seconde portion 532 s'étend entre la troisième portion 533 et la seconde extrémité 535. La première et la troisième portions 531, 533 sont séparées par un épaulement 537. Sur l’exemple de la figure 2, la périphérie interne de la première portion 531 (en particulier une face annulaire radiale 536 de la première portion 531) est au contact de la seconde patte d'accrochage 43 de l’anneau de turbine 4. La première portion 531 et la troisième portion 533 présentent une épaisseur accrue par rapport à celle de la seconde portion 532 pour offrir une rigidité accrue à la seconde bride 53 par rapport à la partie amont comportant notamment la première bride 52, de manière à diminuer les fuites axiales de l'anneau dans le cas d'un appui rectiligne. En référence à la figure 2, en plus d’un premier flasque 56 annulaire, l’ensemble 1 comprend également un second flasque 57 annulaire. Les deux flasques 56, 57 sont fixés de manière amovible sur la première bride 52 du support annulaire 5. Les premier et second flasque 56, 57 sont disposés en amont de l'anneau de turbine 1 par rapport au sens G d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Le premier flasque 56 est disposé en aval du second flasque 57. Le premier flasque 56 est en une seule pièce alors que le second flasque 57 peut être sectorisé en une pluralité de secteurs annulaires de second flasque 57 ou être en une seule pièce. Le premier flasque 56 présente une première extrémité 564 libre et une seconde extrémité 565 fixée de manière amovible au support annulaire 5, et plus particulièrement à la première bride 52. En outre, le premier flasque 52 présente une première portion formant une périphérie interne 561 (par rapport à la direction DR) et une seconde portion formant une périphérie externe 562 (par rapport à la direction DR). La périphérie interne 561 s'étend entre la première extrémité 564 et la périphérie externe 562, et la périphérie externe 562 s'étend entre la périphérie interne 561 et la seconde extrémité 565. Lorsque l'ensemble d'anneau 1 est monté, la périphérie interne 561 du premier flasque 56 (et en particulier une face annulaire radiale 566 du premier flasque 56) se trouve en appui contre la première patte d'accrochage 42 de chacun des secteurs d'anneau 40, et la périphérie externe 562 se trouve en appui contre au moins une partie de la première bride 52. Le second flasque 57 présente une première extrémité 574 libre et une seconde extrémité 575 opposée à la première extrémité 574 et au contact de la portion cylindrique 51. La seconde extrémité 575 du second flasque 57 est également fixée de manière amovible au support annulaire 5, et plus particulièrement à la première bride 52. Le second flasque 57 comprend en outre une première portion formant une périphérie interne 571 et une seconde portion formant une périphérie externe 572. La périphérie interne 571 s'étend entre la première extrémité 574 et la périphérie externe 572, et la périphérie externe 572 s'étend entre la périphérie interne 571 et la seconde extrémité 575. Les premier et second flasques 56, 57 sont conformés pour avoir les périphéries internes 561, 571 distantes l'une de l'autre et les périphéries externe 562, 572 en contact, les deux flasques 56 ; 57 étant fixés de manière amovible sur la première bride 52 à l'aide de vis 82 et d'écrous 83 de fixation, les vis 82 traversant des orifices 570, 560 et 520 prévus respectivement dans les périphéries externes 572 et 562 des deux flasques 56, 57 ainsi que dans la première bride 52. Pour maintenir en position les secteurs d'anneau 40, et donc l'anneau de turbine 4, avec le support annulaire 5, l'ensemble d'anneau 1 comprend, pour chaque secteur d'anneau 40, deux premiers pions 84 axiaux (par rapport à la direction DA) coopérant avec la première patte d'accrochage 42 et le premier flasque 56, et deux seconds pions 86 axiaux (par rapport à la direction DA) coopérant avec la seconde patte d'accrochage 57 et la seconde bride 53. Pour chaque secteur d'anneau 40 correspondant, la périphérie interne 561 du premier flasque 56 comprend des orifices de réception des deux premiers pions 84, et la troisième portion 533 de la seconde bride 53 comprend des orifices configurés pour recevoir les deux seconds pions 86. Pour chaque secteur d'anneau 40, chacune des première et seconde pattes d'accrochage 42, 43 comprend des orifices configurés pour recevoir les premiers pions 84 et les seconds pions 56. Le support annulaire 5 comprend en outre des pions radiaux 88 (par rapport à la direction DR) qui permettent de plaquer l'anneau 4 en position radiale basse c'est-à-dire vers la veine, de manière déterministe. Il y a en effet un jeu entre les pions axiaux 84, 86 et les alésages sur l'anneau pour compenser la dilatation différentielle entre le métal et les éléments en CMC qui s'opère à chaud. Les pions radiaux 88 coopèrent avec des orifices réalisés selon la direction DR dans la portion cylindrique 51 du support annulaire 5. Tel que décrit précédemment en référence à la figure 1, de l’air provenant du compresseur de la turbomachine est prélevé en amont de la chambre de combustion 1a et pénètre (via des parçages 58a, 52a) dans la cavité de circulation d’air de refroidissement 30 de chaque secteur d’anneau 40. Cette cavité 30 alimente donc tous les secteurs d’anneau 40 en flux d’air F et les refroidit. Chaque secteur d’anneau 40 de l’anneau de turbine 4 est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC), alors que les première et seconde brides 52, 53 du support annulaire 5, le premier et le second flasques 56 sont réalisés en matériau métallique. Cet agencement de l’ensemble d’anneau de turbine 1 de la figure 2, présente plusieurs inconvénients mentionnées ci-dessus dans l’arrière-plan technique, notamment un risque de générer des contraintes mécaniques et une fragilisation du premier flasque 56 métallique et/ou de la seconde bride 53 métallique qui sont exposés au flux chaud de la turbine. L’ensemble d’anneau de turbine 1 de la présente invention peut être également apte à être installé dans la turbomachine 10 illustrée sur la figure 1. Les figures 3 à 9b représentent plusieurs modes de réalisation de l’ensemble 1 selon l’invention. L’ensemble de turbine 1 selon l’invention comprend les secteurs d’anneau 40 en matériau CMC, le support annulaire 5 métallique et les premier et second flasques 56, 57 métalliques tels que décrits ci-dessus en référence à la figure 2. L’ensemble de turbine 1 selon l‘invention se distingue de l’ensemble de turbine 1 selon l’art antérieur (figure 2) par la présence d’orifices de passage d’air 9a, 9b qui sont formés dans le premier flasque 56 et/ou dans la seconde bride 53 du support annulaire 5. Ces orifices 9a, 9b permettent d’assurer le passage d’air du flux d’air F de la cavité de refroidissement 30 de chaque secteurs d’anneau 40 jusqu’en dehors de l’ensemble d’anneau de turbine 1 (figure 3). Cet agencement de l’ensemble 1 selon l’invention permet donc de refroidir le premier flasque 56 et/ou la seconde bride 52 avec un minimum de débit de flux d’air (en provenance de la cavité 30) ; et/ou d’empêcher une réintroduction des gaz de veine vers les première et seconde pattes d’accrochage 42, 43. Plus spécifiquement, les figures 3 à 6b illustrent un premier mode de réalisation de l’ensemble d’anneau de turbine 1 selon l’invention. Sur la figure 3, des orifices de passage d’air 9a sont formés dans le premier flasque 56 et des orifices de passage d’air 9b sont formés dans la seconde bride 53. En première variante (non illustrée), les orifices 9a peuvent être formés uniquement dans le premier flasque 56. Dans une seconde variante (non illustrée), les orifices 9b peuvent être formés uniquement dans la seconde bride 53. En particulier, les orifices 9a sont formés dans la périphérie interne 561 du premier flasque 56. Les orifices 9a peuvent être orientés suivant une direction circonférentielle de l’ensemble d’anneau (par rapport à l’axe A). Sur l’exemple de la figure 3, ces orifices 9a sont orientés, de l’amont vers l’aval, radialement vers l’extérieur (par rapport à l’axe A ou la direction DA). Les orifices 9a débouchent notamment en aval et radialement à l’extérieur de la face annulaire radiale d’appui 566 à la première patte d’accrochage 42. Ceci permet de diriger le flux d’air F de la cavité 30 vers le distributeur 2 en amont du secteur d’anneau 40. Les orifices 9b de la seconde bride 53 sont formés de préférence dans la troisième portion 533 de la seconde bride 53. Les orifices 9b peuvent être orientés suivant une direction circonférentielle de l’ensemble d’anneau (par rapport à l’axe A). Sur l’exemple de la figure 3, ces orifices 9b sont orientés, de l’amont vers l’aval, radialement vers l’intérieur (par rapport à l’axe A ou la direction DR). Les orifices 9b débouchent notamment en aval et radialement à l’extérieur de la face annulaire radiale d’appui 536 à la seconde patte d’accrochage 43. Ceci permet également de diriger le flux d’air F de la cavité 30 vers le distributeur 2’ en aval du secteur d’anneau 40. Sur l’exemple, les orifices 9b débouchent en amont et dans l’épaulement 537 de la seconde bride 53. En variante (non-illustrée), les orifices 9b peuvent déboucher en amont et dans une face annulaire radiale 538 de la troisième portion 533, cette face 538 n’étant pas en appui sur la seconde patte d’accrochage 43 de l’anneau de turbine 4. Selon ce premier mode de réalisation, les orifices 9a formés dans le premier flasque 56 sont espacés régulièrement autour de l’axe A, tels qu’illustrés sur les figures 5a et 5b. Les orifices 9b formés dans la seconde bride 53 sont également espacés régulièrement autour de l’axe A, tels qu’illustrés sur les figures 4, 6a et 6b. Les orifices 9a, 9b peuvent être circulaires et/ou oblongs. Les orifices 9a, 9b peuvent être au nombre de trois à dix pour chaque secteur d’anneau 40.Sur les exemples des figures 5a à 6b, les orifices 9a, 9b sont au nombre de cinq par secteur d’anneau 40. Les figures 7a à 9b illustrent un second mode de réalisation de l’ensemble d’anneau de turbine 1 selon l’invention. L’ensemble d’anneau de turbine 1 du second mode de réalisation se distingue de l’ensemble d’anneau de turbine 1 du premier mode de réalisation par l’agencement des orifices de passage d’air dans le premier flasque 56 et/ou la seconde bride 53 du support annulaire 5. Selon le second mode de réalisation, les orifices de passage d’air 9a, 9b sont rassemblés par séries d’orifices par secteur d’anneau 40. Chaque série d’orifices 9a peut être formée sur le premier flasque 56, telle qu’illustrée sur les figures 7a, 9a et 9b ; et/ou chaque série d’orifices 9b peut être formée sur la seconde bride 53, telle qu’illustrée sur les figures 7b, 8a et 8b. En particulier, le pas circonférentiel autour de l’axe A entre les orifices 9a, 9b d’une même série d’orifices 9a, 9b est inférieur au pas circonférentiel autour de l’axe A entre deux séries d’orifices 9a, 9b consécutives. On entend par pas circonférentiel, la distance mesurée circonférentiellement par rapport à l’axe A entre deux orifices consécutifs ou deux séries d’orifices consécutives ayant des profils semblables. Sur l’exemple de la figure 7a et 7b, chaque série d’orifices 9aest située sur le premier flasque 56, en particulier sur une première zone prédéterminée Za du premier flasque 56. La figure 7b illustre une série d’orifices 9b située sur la seconde bride 53, en particulier sur une seconde zone prédéterminée Zb de la seconde bride 53. La position de chaque série d’orifices 9a, 9b des zones prédéterminées Za, Zb peut être constante ou variable en fonction du dimensionnement de l’anneau de turbine 4 et du support annulaire 5. De préférence, chaque série d’orifices 9a, 9b sont situées dans des zones Za, Zb où la pression statique est la plus élevé dans la veine d’écoulement du flux gazeux G. Chaque série d’orifices 9a, 9b peut comprendre entre trois et dix orifices. Sur les exemples des figures, chaque série d’orifices 9a, 9b comprend cinq orifices 9b. La présente invention concerne aussi une turbine, en particulier une turbine HP 1b, comportant au moins un distributeur 2, 2’ formé d’une rangée annulaire d’aubes 20, 20’ fixes et une roue 3. La roue 3 est montée rotative en aval du distributeur 2 et à l’intérieur de l’anneau de turbine 4 de l’ensemble d’anneau 1 selon l’invention. Lorsque la turbomachine 10 comprend qu’une seule rangée annulaire d’aubes fixes (figure 1), les aubes 20 en amont du secteur d’anneau 40 sont formées sur le distributeur HP 2 et les aubes 20’ en aval du secteur d’anneau 40 sont formées sur le distributeur BP 2’. En variante, les aubes 20’ en aval du secteur d’anneau 40 sont formées sur le distributeur BP 2’ et/ou sur le distributeur HP 2 lorsque la turbomachine 10 comprend plusieurs distributeurs HP. A titre d’exemple (non illustré), des premières séries d’orifices 9a formées sur le premier flasque 56 sont situées entre des bords de fuites 22 de deux aubes 20 consécutives en amont du secteur d’anneau 40 et correspondant à la première zone Za. Des secondes séries d’orifices 9b formées sur la seconde bride 53 sont situées entre des bords d’attaque 21 de deux aubes 20’ consécutives en aval du secteur d’anneau 40 et correspondant à la seconde zone Zb. Cet ensemble d’anneau 1 permet d’obtenir un positionnement tangentiel spécifique des orifices 9a, 9b par rapport au positionnement des aubes 20, 20’ en amont et en aval des secteurs d’anneau 40. Cet agencement permet de limiter la réintroduction des gaz de veine vers l’ensemble d’anneau 1 (et en particulier vers le premier flasque 56 métallique, la seconde bride 53 métallique du support annulaire 5 et également les première et seconde pattes d’accrochage 42, 43). En effet, le flux de gaz G passant entre les bords de fuite ou entre les bords d’attaque de deux aubes consécutives est moins perturbé (sans ou avec peu de tourbillon) et comprend par conséquent une pression statique la plus forte ; que le flux de gaz G passant entre le bord d’attaque et le bord de fuite d’une même aube. Placer les orifices 9a, 9b dans le passage du flux de gaz non perturbé permet donc d’évacuer rapidement et sans obstacle le flux d’air F de l’ensemble 1, tout en refroidissant le premier flasque 56 et/ou la seconde bride 53. La présente invention concerne en outre une turbomachine 10, en particulier d’un aéronef, comportant au moins un ensemble d’anneau de turbine 1 selon l’invention. La turbomachine peut être un turboréacteur ou un turbopropulseur. Ensemble d’anneau de turbine (1) pour une turbomachine (10) d’aéronef, l’ensemble d’anneau (1) s’étendant autour d’un axe (A) et comprenant : - des secteurs d’anneau (40) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (4), chaque secteur d'anneau (40) comportant des première et seconde pattes d’accrochage (42, 43) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis, respectivement, des extrémités amont et aval (421a, 421b) des secteurs d’anneau (40), ces première et seconde pattes (42, 43) définissant entre elles une cavité (30) de circulation d’un flux d’air (F) de refroidissement, - un support métallique annulaire (5) d’anneau de turbine (4) comprenant des première et seconde brides annulaires (52, 53), respectivement amont et aval, s’étendant radialement vers l’intérieur et configurées pour maintenir les première et seconde pattes d’accrochage (42, 43) de chaque secteur d’anneau (40), ladite seconde bride (53) étant en appui axial vers l’amont contre la seconde patte d’accrochage (43), par rapport au sens d’un flux de gaz (G) destiné à traverser l’ensemble d’anneau (1) le long dudit axe (A), et - un premier flasque métallique annulaire (56) disposé en amont de l’anneau de turbine (4) et de la première bride (52), ledit premier flasque (56) comprenant une périphérie interne (561) en appui axial vers l’aval contre la première patte d’accrochage (42) et une périphérie externe (562) fixée à la première bride (52), caractérisé en ce que l’ensemble d’anneau (1) comprend en outre des orifices de passage d’air (9a, 9b) formés dans la périphérie interne du premier flasque (56) et/ou dans la seconde bride (53), ces orifices de passage d’air (9a, 9b) étant configurés pour assurer une sortie d’air depuis ladite cavité (30). Ensemble d’anneau selon la revendication 1, caractérisé en ce que les orifices (9a) du premier flasque (56) sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’extérieur, et/ou les orifices (9b) de la seconde bride (53) sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur ; lesdits orifices (9a, 9b) étant en outre préférentiellement orientés suivant une direction circonférentielle. Ensemble d’anneau selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la périphérie interne (561) du premier flasque (56) comprend une face annulaire radiale d’appui (566) sur la première patte d’accrochage (42), et en ce que les orifices (9a) formés sur ce flasque (56) débouchent en aval radialement à l’extérieur de cette face (566). Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la seconde bride (53) comprend une périphérie interne ayant une face annulaire radiale d’appui (536) sur la seconde patte d’accrochage (43), et en ce que les orifices (9b) formés sur cette seconde bride (53) débouchent en amont radialement à l’extérieur de cette face (536). Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les orifices de passage d’air (9a, 9b) sont espacés régulièrement autour dudit axe (A). Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les orifices de passage d’air (9a, 9b) sont rassemblés par séries d’orifices, le pas circonférentiel autour dudit axe (A) entre les orifices d’une même série d’orifices étant inférieur au pas circonférentiel autour dudit axe (A) entre deux séries d’orifices consécutives. Ensemble d’anneau selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque série d’orifices comprend entre trois et dix orifices (9a, 9b). Turbine (1b) pour une turbomachine (10) d’aéronef, comportant au moins un distributeur (2, 2’) formé d’une rangée annulaire d’aubes (20, 20’) fixes de redressement et une roue (3) à aubes montée rotative en aval du distributeur (2, 2’) et à l’intérieur de l’anneau de turbine (4) d’un ensemble d’anneau (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7. Turbine selon les revendications 8, en dépendance de la revendication 6 ou 7, caractérisée en ce que chaque séries d’orifices (9a) formée sur le premier flasque (56) est située entre deux bords de fuite (22) de deux aubes (20) fixes consécutives en amont de l’anneau de turbine (4), et/ou chaque séries d’orifices (9b) formée sur la seconde bride (53) du support annulaire (5) est située entre deux bords d’attaque (21’) de deux aubes (20’) fixes consécutives en aval de l’anneau de turbine (4). Turbomachine (10) comprenant un ensemble (1) d’anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, ou une turbine (1b) selon la revendication 8 ou 9.