FR 3133886 A1 20230929 FR 2202637 A 20220324 L’invention concerne un module de turbomachine, notamment une turbomachine (10) d’aéronef, comprenant : un carter annulaire (52) ayant une paroi interne (53) formant paroi de veine, et un distributeur (32) entouré par le carter et comportant une plateforme externe (36) annulaire et une plateforme interne (37) annulaire entre lesquelles s’étendent des aubes statoriques (34), la plateforme externe ayant une face extérieure (36b) en regard de la paroi interne du carter comportant une gorge (60) annulaire orientée vers l’extérieure et logeant un dispositif d’étanchéité (64), le dispositif d’étanchéité venant au contact cylindrique d’une piste (66) de la paroi interne (53) du carter, le module étant caractérisé en ce que la paroi interne (53) du carter comporte une barrière thermique (70) en matériau céramique au droit de la piste (66), la piste étant agencée entre la barrière thermique et le dispositif d’étanchéité. Figure pour l'abrégé : Figure 4 MODULE POUR TURBOMACHINE D’AÉRONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne un module pour une turbomachine, en particulier une turbomachine d’aéronef. L’invention concerne également une turbomachine notamment d’aéronef comprenant un tel module. Arrière-plan technique Une turbomachine d’aéronef, par exemple d’un avion ou d’un hélicoptère, comprend une entrée d’air alimentant un générateur de gaz qui comprend de l’amont vers l’aval, par référence à l’écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine pour entraîner en rotation le compresseur. Une telle turbomachine d’aéronef s’étendant selon un axe de turbomachine permet de déplacer l’aéronef à partir du flux d’air entrant dans la turbomachine et circulant d’amont en aval. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’axe de turbomachine orienté d’amont en aval. De même, les termes « intérieur » et « extérieur » sont définis selon une direction radiale définie par rapport à l’axe de la turbomachine. La est une vue en demi-coupe longitudinale d'un exemple de turbomachine 10 d’axe longitudinal X. Celle-ci comporte un carter 12 dans lequel est logé un générateur de gaz 14. Ce dernier comprend un arbre de générateur de gaz 15 portant une roue de compresseur centrifuge 16 ainsi qu'une turbine haute pression 18. L'air frais F1 pénètre dans le turbomoteur via une entrée d'air 20 et s’écoule dans une veine annulaire 30. Il est ensuite comprimé par le compresseur 16 avant d'être envoyé dans une chambre de combustion 22 où il est mélangé avec du carburant. La combustion du mélange air comprimé/carburant génère un flux de gaz chaud F2 qui provoque la rotation de la turbine haute pression 18 qui elle-même entraine le compresseur 16. En sortie de la chambre de combustion 22, le flux de gaz chaud F2 traverse au moins un distributeur ou stator 32 comprenant une roue d’aubages fixes également appelés aubes de stator 34. Ce stator a pour fonction d’orienter le flux relativement axial généré par la combustion, afin de créer un flux giratoire avant d’entrer dans la turbine haute pression 18. De telles aubes de stator 34 sont par exemple fixées sur une paroi radialement externe de la veine 30, qui correspond à une plateforme annulaire externe 36 du stator 32. Les aubes de stator 34 s’étendent longitudinalement entre la plateforme annulaire externe 36 du stator 32 et une plateforme annulaire interne 37 du stator 32 formant une paroi radialement interne de la veine 30. La turbine haute pression 18 comprend au moins un disque qui porte des aubes 38 et est mobile en rotation autour d’un axe de rotation, l’axe longitudinal X de la turbomachine. La illustre une vue partielle tridimensionnelle et en coupe de la zone encadrée de la turbomachine de la . La illustre de manière plus détaillée la zone encadrée de la turbomachine de la . Par ailleurs, dans cet exemple, le turbomoteur comporte également une roue de turbine basse pression 26 fixée à un arbre de turbine 28. Comme on le voit sur la , la roue de turbine basse pression 26 est disposée en aval de la roue de turbine haute pression 18. Par conséquent, le flux de gaz brûlés sortant du générateur de gaz 14 entraine en rotation l'arbre de turbine 28. Dans ce cas, la turbomachine comporte au moins un autre distributeur ou stator 42, dit inter-turbine, puisqu’il est agencé entre la turbine haute pression 18 et la turbine basse pression 26. Ce stator inter-turbine 42 a pour fonction d’orienter le flux quasi axial en sortie de la turbine haute pression 18, afin de créer un flux giratoire avant d’entrer dans la turbine basse pression 26. Le stator inter-turbine 42 comprend de manière similaire une roue d’aubages fixes appelés aubes de stator inter-turbine 44. De façon connue, les turbomachines comportent des systèmes d’étanchéité statiques primordiaux pour limiter les débits de fuite néfastes aux performances moteurs. Les fuites sont d’autant plus critiques que les différences de pression aux bornes des zones à étancher sont importantes. Une des solutions existantes pour étancher les zones soumises à des différences de pression entre deux pièces statiques est un joint segment. On trouve ces joints segments dans beaucoup de zones d’une turbomachine. Les quatre zones Z1, Z2, Z3 et Z4 entourées dans la zone turbine de la turbomachine de la illustrent des exemples de localisations de quatre joints segments. Ces étanchéités permettent d’éviter le contournement des grilles de turbine (distributeurs et pales de roue) pour éviter des pertes de rendement composant, (ces grilles sont soumises à des différences de pression entre l’entrée et la sortie de la grille). Dans les zones chaudes de la turbomachine, les étanchéités statiques autour de la veine peuvent entrainer des échauffements de pièces adjacentes par conduction. La illustre le flux d’air chaud circulant dans la veine, noté F3 qui se propage par conduction à travers le dispositif d’étanchéité 60 (flèches F6) jusqu’au carter interne 52 qui est refroidit par un flux d’air frais F5 circulant entre la chambre de combustion 22 et le carter interne 52. Dans de nombreux cas, ces échauffements dégradent les fonctions de ces pièces, par exemple, par augmentation des jeux entre rotor et stator entrainant une dégradation des performances du moteur, ou par échauffement de l’huile dans un palier. Les principaux domaines qui nécessitent un refroidissement par air sont la chambre de combustion et la turbine. L'air de refroidissement est utilisé pour contrôler la température des arbres et des disques du compresseur en les refroidissant ou en les chauffant. Cela permet d'assurer une répartition uniforme de la température et donc d'améliorer le rendement du moteur en contrôlant la croissance thermique et en maintenant ainsi des jeux minimums au niveau de l'extrémité des pales et des joints. Actuellement, seules des solutions complexes et coûteuses sont mises en place pour pallier à ces problèmes telles que des épingles, des doubles peaux ou des déflecteurs. En effet, ces solutions nécessitent d’avoir un espace disponible suffisant pour leur implantation. En général, ce sont des pièces supplémentaires coûteuses et nécessitants des solutions d’assemblage, elles-mêmes onéreuses (soudure, brasure, bride etc…) lorsque l’encombrement le permet ce qui n’est pas toujours le cas. De plus, elles apportent également une contribution en masse non négligeable. L’invention a pour objectif de proposer une solution permettant de remédier à au moins certains de ces inconvénients. L’invention concerne un module un module de turbomachine, notamment une turbomachine d’aéronef, comprenant : - un carter annulaire ayant une paroi interne formant paroi de veine, et - un distributeur entouré par le carter et comportant une plateforme externe annulaire et une plateforme interne annulaire entre lesquelles s’étendent des aubes statoriques, la plateforme externe ayant une face extérieure en regard de la paroi interne du carter comportant une gorge annulaire orientée vers l’extérieure et logeant un dispositif d’étanchéité, le dispositif d’étanchéité venant au contact cylindrique d’une piste de la paroi interne du carter. Selon l’invention, la paroi interne du carter comporte une barrière thermique en matériau céramique au droit de la piste, la piste étant agencée entre la barrière thermique et le dispositif d’étanchéité. Ainsi, l’invention permet de remédier à au moins certains des inconvénients présentés ci-avant par une solution simple. En effet, l’invention propose d’intercaler une barrière thermique entre le dispositif d’étanchéité et la zone à protéger thermiquement. Cette barrière thermique est avantageusement en matériau céramique qui possède des caractéristiques isolantes bien plus grandes que celles des aciers. Cette solution présente l’avantage d’être géométriquement neutre et très facilement intégrable dans les turbomachines actuelles et futures, ce qui est d’autant plus avantageux dans environnements confinés. L’invention est ainsi facilement et avantageusement applicable pour protéger les carters et paliers que ce soit d’un point de vue thermique ou d’un point de vue usure de frottements, notamment dans un environnement géométriquement confiné. Cette solution proposée par l’invention est simple à mettre en œuvre et facilement réparable. En effet, elle ne nécessite pas d’assemblage mécanique complexe. Le module selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison les unes avec les autres : - la paroi interne du carter a une face radialement intérieure portant la piste venant au contact cylindrique du dispositif d’étanchéité et une face radialement extérieure opposée à la face intérieure et comportant une rainure annulaire au droit de la piste, la rainure ayant un fond recouvert par la barrière thermique en matériau céramique ; - le matériau céramique de la barrière thermique a un coefficient de conduction thermique sensiblement compris entre 0,5 et 2,5 W/(m.°C), de préférence entre 1 et 2 W/(m.°C) ; - le matériau céramique de la barrière thermique est du type zircone yttriée ; - le matériau céramique de la barrière thermique est du type matériau composite à matrice céramique (CMC) ; - la barrière thermique en matériau céramique présente une épaisseur comprise entre 0,5 et 1,5 mm, de préférence entre 0,8 et 1 mm ; - le dispositif d’étanchéité comporte deux joints segment annulaires accolés l’un de l’autre et logés dans la gorge annulaire d’une face extérieure de la plateforme externe du redresseur ; - le dispositif d’étanchéité comporte au moins un joint annulaire logé dans la gorge annulaire de la face extérieure de la plateforme externe du redresseur, le joint étant du type joint C ou joint à lamelle ou joint Omega ou un joint segment à anneau. L’invention concerne également une turbomachine, notamment d’aéronef, comportant un module tel que décrit précédemment. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres caractéristiques et avantages apparaîtront encore à la lecture de la description détaillée qui suit comprenant des modes de réalisation, donnés à titre illustratif en référence avec les figures annexées et présentés en tant qu’exemples non limitatifs, qui pourront servir à compléter la compréhension de la présente invention et l’exposé de sa réalisation et, le cas échéant, contribuer à sa définition, sur lesquelles : la , déjà décrite, est une demi-vue schématique en coupe axiale (ou longitudinale) d’une partie d’une turbomachine d’aéronef à laquelle l’invention s’applique; la , déjà décrite, représente une vue partielle tridimensionnelle et en coupe de la zone encadrée de la turbomachine de la ; la , déjà décrite, illustre de manière plus détaillée la zone encadrée de la turbomachine de la selon l’état de l’art ; la représente la zone encadrée de la turbomachine de la selon un mode de réalisation d’un module selon l’invention ; la représente une vue en coupe dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal de la turbomachine d’un dispositif d’étanchéité selon l’invention ; et la représente une vue éclatée des deux joints segments d’un dispositif d’étanchéité. Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Module de turbomachine, notamment une turbomachine (10) d’aéronef, comprenant : un carter annulaire (52) ayant une paroi interne (53) formant paroi de veine, et un distributeur (32) entouré par le carter et comportant une plateforme externe (36) annulaire et une plateforme interne (37) annulaire entre lesquelles s’étendent des aubes statoriques (34), la plateforme externe ayant une face extérieure (36b) en regard de la paroi interne du carter comportant une gorge (60) annulaire orientée vers l’extérieure et logeant un dispositif d’étanchéité (64), le dispositif d’étanchéité venant au contact cylindrique d’une piste (66) de la paroi interne (53) du carter, le module étant caractérisé en ce que la paroi interne (53) du carter comporte une barrière thermique (70) en matériau céramique au droit de la piste (66), la piste étant agencée entre la barrière thermique et le dispositif d’étanchéité. Module selon la revendication 1, dans lequel la paroi interne (53) du carter a une face radialement intérieure (53a) portant la piste (66) venant au contact cylindrique du dispositif d’étanchéité et une face radialement extérieure (53b) opposée à la face intérieure (53a) et comportant une rainure (72) annulaire au droit de la piste (66), la rainure (72) ayant un fond recouvert par la barrière thermique (70) en matériau céramique. Module selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le matériau céramique de la barrière thermique (70) a un coefficient de conduction thermique sensiblement compris entre 0,5 et 2,5 W/(m.°C), de préférence entre 1 et 2 W/(m.°C). Module selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le matériau céramique de la barrière thermique (70) est du type zircone yttriée. Module selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le matériau céramique de la barrière thermique (70) est du type matériau composite à matrice céramique (CMC). Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la barrière thermique (70) en matériau céramique présente une épaisseur comprise entre 0,5 et 1,5 mm, de préférence entre 0,8 et 1 mm. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le dispositif d’étanchéité (64) comporte deux joints segment (68a, 68b) annulaires accolés l’un de l’autre et logés dans la gorge (60) annulaire d’une face extérieure (36b) de la plateforme externe (36) du redresseur. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes 1 à 6, dans lequel le dispositif d’étanchéité (64) comporte au moins un joint annulaire logé dans la gorge annulaire de la face extérieure de la plateforme externe du redresseur, le joint étant du type joint C ou joint à lamelle ou joint Omega ou un joint segment à anneau. Turbomachine (10) d’aéronef comprenant un module selon l’une quelconque des revendications précédentes.