FR 3130751 A1 20230623 FR 2114225 A 20211222 L’invention décrit un ensemble pour une turbomachine (2) d’aéronef, comprenant : - une nacelle (1) comprenant une face interne (12) adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine (2) une zone « feu » (100, 200), dans lequel une entrée de ventilation (61) et une sortie de ventilation (62) sont formées dans la face interne (12) de la nacelle (1) ; et - un extincteur (3) comprenant un réservoir (31) et une buse de pulvérisation (36) configurée pour expulser de l’agent d’extinction hors du réservoir (31), dans lequel l’extincteur (3) est monté sur la nacelle (1), et la buse de pulvérisation (36) est située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62), à proximité de l'entrée de ventilation (61). Figure pour l’abrégé : Fig. 2 Intégration de buses d’extinction en zone « feu » d’une turbomachine DOMAINE DE L'INVENTION La présente invention concerne un ensemble pour une turbomachine d’aéronef, comprenant une nacelle et un extincteur monté sur la nacelle. ETAT DE LA TECHNIQUE Un aéronef comprend classiquement au moins système propulsif pour en assurer la propulsion. Le système propulsif comprend une turbomachine, par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur. La turbomachine comprend une soufflante, au moins un compresseur, une chambre de combustion, au moins une turbine, et une tuyère d’échappement des gaz. Par exemple, la turbomachine peut comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, et une turbine haute pression et une turbine basse pression. Un turboréacteur peut être un turboréacteur double flux, dans lequel la masse d’air aspirée par la soufflante est divisée en un flux primaire, qui traverse l’au moins un compresseur, la chambre de combustion et l’au moins une turbine, et un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire. La turbomachine est logée dans une nacelle. La nacelle est fixée à un pylône, ou mât, qui supporte la turbomachine, le pylône étant lui-même fixé sous une aile de l’aéronef. Ainsi qu’illustrée en figures 1a et 1b, une nacelle 1 peut comprendre une entrée d’air en amont de la turbomachine 2, l’amont et l’aval étant définis par rapport au sens de l’écoulement des gaz dans la turbomachine 2 en fonctionnement, un carter de soufflante 15 entourant la soufflante de la turbomachine 2, un carter intermédiaire entourant au moins partiellement un compresseur de la turbomachine 2, et une structure interne fixe 11 (en anglais « IFS » : Internal Fixed Structure). La structure interne fixe 11 entoure au moins la chambre de combustion de la turbomachine 2. La tuyère d’éjection 23 de la turbomachine est située en aval de la structure interne fixe 11. Une « zone "feu" » de la turbomachine correspond à une zone dans laquelle il faut pouvoir éteindre un feu qui s’y déclencherait. Une zone « feu » est ainsi définie par la présence possible d'un fluide inflammable (huile, kérosène, huile hydraulique…) simultanément avec une source d'ignition (circuit électrique, pièces chaudes, source d'étincelles…). La structure interne fixe de la nacelle et la chambre de combustion de la turbomachine peuvent délimiter une zone "feu" dite « chaude ». Cette zone "feu" chaude est soumise à des températures élevées lors du fonctionnement de la turbomachine, typiquement supérieures à 110°C, par exemple qui peuvent environner les 250°C voire les 500°C, y compris en l’absence de feu dans la turbomachine. Le carter de soufflante 15 de la nacelle et la soufflante délimitent une zone « feu » dite « froide ». Cette zone « feu » froide est soumise lors du fonctionnement de la turbomachine en l’absence de feu à des températures inférieures à celles de la zone « feu » chaude. Afin d’éviter d’endommager des structures vitales de l’aéronef lorsqu’une turbomachine prend feu, la réglementation actuelle exige la présence d’un dispositif d’extinction qui soit apte à éteindre un feu se déclarant dans n’importe laquelle des zones "feu" de la turbomachine. Les dispositifs d’extinction actuels sont classiquement montés sous l’aile de l’aéronef, à proximité du pylône sur lequel la turbomachine est montée, ou directement sous le pylône, de sorte à être porté par le pylône ou par l’aile. Ces dispositifs d’extinction peuvent être constitués de bouteilles de gaz sous pression sphériques, qui résistent à la pression interne en limitant la masse de la bouteille : par exemple, il peut s’agir de bonbonnes réparties sous le pylône et contenant du Halon, qui est un agent gazeux à base de bromotrifluorométhane. La illustre un tel dispositif d’extinction comprenant des bouteilles de gaz sous pression sphériques 3’ montées sous l’aile 500 de l’aéronef, à proximité du pylône 600. Ces dispositifs d’extinction permettent d’asperger les zones feu en cas de déclenchement d’un feu dans l’une des zones feu, sur commande du pilote qui est informé du feu lorsque les capteurs d’incendie détectent un incendie dans la turbomachine. Néanmoins, l’agent d’extinction est injecté par la partie supérieure de la nacelle, en une position qui peut être relativement éloignée du feu à éteindre. Ainsi, une grande quantité d’agent d’extinction doit être injectée pour parvenir à submerger la zone « feu » en vue d’éteindre le feu, ce qui génère des pertes importantes d’agent d’extinction. Cela entraîne un accroissement significatif du poids du dispositif d’extinction, et donc de la turbomachine. Des canalisations peuvent être mises en place pour acheminer l’agent d’extinction depuis les bonbonnes jusqu’à la ou les zones « feu » concernées par le feu, afin d’injecter l’agent d’extinction au plus près du feu. Néanmoins, ces canalisations sont complexes, pèsent lourd, et si l'on veut injecter au plus près dans la nacelle, la prolongation de ces lignes nécessite des raccordements supplémentaires lors du démontage et du remontage de la nacelle pour des raisons de maintenance de la turbomachine, ce qui engendre de la complexité et des risques pour la sécurité en cas de mauvais raccordement. En outre, les bonbonnes, intégrées sous l’aile ou sous le pylône, dégradent l’aérodynamisme de l’écoulement au niveau du pylône, ce qui diminue le rendement propulsif de la turbomachine. Enfin, le Halon est un gaz à très haut effet de serre, donc très polluant. Il tend donc à être remplacé par d’autres agents d’extinctions moins polluants, tels que le NOVEC 1230, également appelé FK-5-1-12, qui est un agent liquide qui se gazéifie en sortie d’une buse de pulvérisation. Des dispositifs d’extinction connus sont adaptés pour injecter un agent d’extinction liquide autre que le Halon par le biais d’une seringue pressurisée. Par exemple, le document FR 3,077,989 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir de stockage d’un agent d’extinction, une chambre à volume variable, un piston situé entre le réservoir et la chambre à volume variable, et un générateur de gaz configuré pour mettre sous pression l’agent d’extinction afin de le distribuer à l’extérieur du réservoir. Le document FR 3,041,936 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir d’agent d’extinction situé en amont du carter de soufflante de la nacelle. L’agent d’extinction peut être libéré par l’explosion d’une cartouche pyrotechnique, génératrice de gaz sous pression. Néanmoins, le dispositif d’extinction est alors situé loin de la zone « feu » dite « chaude » de la nacelle, et les extincteurs ne sont pas configurés pour y injecter l’agent d’extinction. Par conséquent, ce dispositif d’extinction ne permet pas d’éteindre efficacement un feu se déclenchant dans cette zone « feu » chaude. Eteindre un feu en zone « feu » chaude supposerait d’ajouter des canalisations complexes pour relier l’extincteur à la structure interne fixe de la nacelle. En outre, le dispositif d’extinction lui-même ne pourrait pas être déplacé au niveau de la structure interne fixe de la nacelle, car il présente une résistance limitée aux températures élevées, et ne supporterait pas les températures auxquelles est soumise la zone « feu » chaude de la nacelle. Enfin, dans les dispositifs d’extinction existants, le flux d’agent d’extinction dans la zone « feu » présente en général de fortes hétérogénéités. Or, la réglementation actuelle exige une concentration d’extinction, c’est-à-dire une concentration en agent d’extinction obtenue simultanément en tout point de la zone « feu » pendant 0,5 secondes, supérieure à une valeur prédéterminée. Lorsque le flux d’agent d’extinction est hétérogène, certaines parties de la zone « feu » présentent une faible concentration en agent d’extinction alors que d’autres parties, par exemple les parties directement en aval du point d’injection, présentent une forte concentration en agent d’extinction. Les dispositifs existants doivent donc réaliser un débit d'agent d’extinction élevé pour parvenir à la concentration d’extinction dans la zone « feu » requise par la réglementation actuelle dans le temps requis, avec en conséquence une perte conséquente d’agent d’extinction. La quantité d’agent d’extinction utilisé pour éteindre un feu dans les dispositifs d’extinction existants est donc grande, ce qui augmente le coût et la masse du dispositif d’extinction, donc du turboréacteur. Un objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone « feu » d’une turbomachine, avec une efficacité améliorée par rapport à l’art antérieur. Un autre objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone « feu » d’une turbomachine, qui soit de conception simple et qui permette de réduire la quantité d’agent d’extinction nécessaire pour réaliser une extinction. Selon un premier aspect, l’invention concerne un ensemble pour une turbomachine d’aéronef, comprenant : - une nacelle s’étendant sensiblement autour d’un axe longitudinal et adaptée pour être disposée autour de la turbomachine, ladite nacelle comprenant une face interne adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine une zone « feu » de la nacelle, dans lequel une entrée de ventilation et une sortie de ventilation sont formées dans la face interne de la nacelle de sorte que, lors du fonctionnement de la turbomachine, un flux de ventilation s’écoule dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation ; et - un extincteur conçu pour éteindre un feu dans la zone « feu », l’extincteur comprenant un réservoir adapté pour contenir un agent d’extinction, et une buse de pulvérisation configurée pour expulser l’agent d’extinction hors du réservoir, l’ensemble étant caractérisé en ce que l’extincteur est monté sur la nacelle, et en ce que la buse de pulvérisation est située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation, à proximité de l'entrée de ventilation. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - une orientation de la buse correspond sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement parallèlement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ; - une orientation de la buse est sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement à contre-courant du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ; - une orientation de la buse est sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement perpendiculairement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ; - une orientation de la buse est sensiblement tangente à la face interne de la nacelle au niveau de la buse, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement en oblique du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ; - la buse est sensiblement adjacente à l’entrée de ventilation ; - l’ensemble comprend plusieurs buses adaptées chacune pour expulser un agent d’extinction, chacune desdites plusieurs buses étant située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation, dans lequel au moins l’une desdites plusieurs buses présente une position et/ou une orientation différente de la position et/ou de l’orientation d’au moins une autre desdites plusieurs buses ; - l’ensemble comprend en outre un extincteur supplémentaire comprenant un générateur de gaz inerte et une buse d’expulsion de gaz inerte adaptée pour expulser le gaz inerte généré par le générateur de gaz inerte, dans lequel ladite buse d’expulsion de gaz inerte est située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation ; - la nacelle comprend une entrée d’air adaptée pour être disposée en amont de la turbomachine, un carter de soufflante adapté pour entourer une soufflante de la turbomachine, un carter intermédiaire adapté pour entourer au moins un compresseur de la turbomachine, et une structure interne fixe adaptée pour entourer une chambre de combustion de la turbomachine, et dans lequel l’extincteur est monté sur une face interne du carter de soufflante, ou sur une face interne du carter intermédiaire, ou sur une face interne de la structure interne fixe de la nacelle. Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, dans lequel la face interne de la nacelle délimite avec une face externe de la turbomachine la zone « feu ». Selon un troisième aspect, l’invention concerne un aéronef comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, dans lequel la face interne de la nacelle délimite avec une face externe de la turbomachine la zone « feu ». DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, donnée à titre d’exemple non limitatif, qui sera illustrée par les figures suivantes : La , déjà commentée, est une vue éclatée d’une nacelle et d’un turboréacteur d’un aéronef selon l’art antérieur. La , déjà commentée, est une vue de côté d’une nacelle et d’un turboréacteur d’un aéronef selon l’art antérieur. La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse correspondant sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse. La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse étant sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse. La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse étant sensiblement tangente à la face interne de la nacelle au niveau de la buse. La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse étant sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse. La est un schéma représentant plusieurs buses d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, chacune desdites plusieurs buses présentant des positions et des orientations différentes les unes des autres. La est un schéma représentant plusieurs buses d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, chacune desdites plusieurs buses présentant des positions et des orientations différentes les unes des autres, l’une desdites plusieurs buses étant une buse de pulvérisation d’un gaz inerte. La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention. La est une vue de côté schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention. Ensemble pour une turbomachine (2) d’aéronef, comprenant : - une nacelle (1) s’étendant sensiblement autour d’un axe longitudinal et adaptée pour être disposée autour de la turbomachine (2), ladite nacelle (1) comprenant une face interne (12) adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine (2) une zone « feu » (100, 200) de la nacelle (1), dans lequel une entrée de ventilation (61) et une sortie de ventilation (62) sont formées dans la face interne (12) de la nacelle (1) de sorte que, lors du fonctionnement de la turbomachine (2), un flux de ventilation s’écoule dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62) ; et - un extincteur (3) conçu pour éteindre un feu dans la zone « feu » (100, 200), l’extincteur (3) comprenant un réservoir (31) adapté pour contenir un agent d’extinction, et une buse de pulvérisation (36) configurée pour expulser l’agent d’extinction hors du réservoir (31), l’ensemble étant caractérisé en ce que l’extincteur (3) est monté sur la nacelle (1), et en ce que la buse de pulvérisation (36) est située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62), à proximité de l'entrée de ventilation (61). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) correspond sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse (36) lors du fonctionnement de la turbomachine (2), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement parallèlement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) est sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse (36) lors du fonctionnement de la turbomachine (2), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement à contre-courant du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) est sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse (36) lors du fonctionnement de la turbomachine (2), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement perpendiculairement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) est sensiblement tangente à la face interne (12) de la nacelle (1) au niveau de la buse (36), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement en oblique du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la buse (36) est sensiblement adjacente à l’entrée de ventilation (61). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant plusieurs buses (36) adaptées chacune pour expulser un agent d’extinction, chacune desdites plusieurs buses (36) étant située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62), dans lequel au moins l’une desdites plusieurs buses (36) présente une position et/ou une orientation différente de la position et/ou de l’orientation d’au moins une autre desdites plusieurs buses (36). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant en outre un extincteur supplémentaire (3) comprenant un générateur de gaz inerte et une buse d’expulsion de gaz inerte (39) adaptée pour expulser le gaz inerte généré par le générateur de gaz inerte, dans lequel ladite buse d’expulsion de gaz inerte (39) est située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la nacelle (1) comprend une entrée d’air adaptée pour être disposée en amont de la turbomachine (2), un carter de soufflante (15) adapté pour entourer une soufflante de la turbomachine (2), un carter intermédiaire adapté pour entourer au moins un compresseur de la turbomachine (2), et une structure interne fixe (11) adaptée pour entourer une chambre de combustion de la turbomachine (2), et dans lequel l’extincteur (3) est monté sur une face interne (12) du carter de soufflante (15), ou sur une face interne (12) du carter intermédiaire, ou sur une face interne (12) de la structure interne fixe (11) de la nacelle (1). Aéronef comprenant un ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 9 et une turbomachine (2), dans lequel la face interne (12) de la nacelle (1) délimite avec la face externe de la turbomachine (2) la zone « feu » (100, 200).