FR 3154100 A1 20250418 FR 2311029 A 20231013 Soufflante carénée (8) pour une turbomachine (1) d’aéronef (2), la soufflante carénée (8) comprenant un disque (35) portant une rangée annulaire d’aubes (11), le disque (35) étant annulaire autour d’un axe longitudinal (X), le disque (35) comprenant un corps (36) et une bride (37) reliés l’un à l’autre par un premier voile (38), la bride (37) étant destinée à être solidarisée à un arbre de compresseur (19) ; caractérisée en ce que le disque (35) comprend un second voile (39) qui relie le corps (36) et la bride (37), le second voile (39) étant distant du premier voile (38) de sorte à former entre eux une cavité (40) annulaire autour de l’axe (X). Figure pour l'abrégé : 2 SOUFFLANTE CARÉNÉE POUR UNE TURBOMACHINE D’AÉRONEF Domaine technique de l'invention La présente invention se rapporte à une soufflante carénée pour une turbomachine d’aéronef, ainsi qu’à une turbomachine d’aéronef comprenant un telle soufflante carénée. Arrière-plan technique Une turbomachine dite « Open Fan » comprend une soufflante mobile non carénée qui est entrainée en rotation par une turbine de puissance, et un redresseur fixe non caréné qui est configuré pour redresser au moins une partie du flux d’air généré par la soufflante non carénée. Une telle turbomachine à haut taux de dilution présente l’avantage d’avoir un excellent rendement, avec notamment une baisse de la consommation de carburant et des émissions de dioxyde de carbone. Classiquement, la turbine de puissance est associée à un générateur de gaz qui comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine de détente. Plus précisément, la turbine de puissance est entrainée en rotation par les gaz sortant de la turbine de détente. Pour optimiser les performances de la turbomachine « Open Fan », il est connu d’implanter une soufflante mobile carénée et éventuellement un compresseur basse pression (plus communément appelé « booster ») dans l’entrée d’air qui alimente le générateur de gaz. Une telle soufflante carénée est communément appelée « Mid-Fan ». Une telle soufflante carénée est entrainée en rotation par la turbine de puissance. La soufflante carénée comprend un disque portant une rangée annulaire d’aubes. Le disque est annulaire, et peut comprendre un corps et une bride reliés l’un à l’autre par un voile, la bride étant par exemple solidarisée à un arbre qui est entrainé en rotation par la turbine de puissance. Les premiers retours obtenus par calcul montrent que la soufflante carénée présente une raideur trop faible par rapport à celle prédéfinie dans le cahier des charges, qui tient compte notamment du comportement vibratoire de la turbomachine. Une raideur trop faible entraine ici un placement de mode de fréquence dans une plage de fonctionnement de la turbomachine et une sensibilité de niveau de réponse vibratoire au balourd du rotor en créant des difficultés pour éviter une sollicitation trop importante des paliers utilisés pour guider la soufflante carénée. Pour raidir davantage la soufflante carénée, et notamment son disque, une solution pourrait être d’accroitre son épaisseur. Une telle solution permet un léger gain en raideur mais augmente significativement la masse de la soufflante carénée, et par voie de conséquence la consommation en carburant de la turbomachine, ce qui n’est pas souhaitable. L’objectif de la présente invention est donc de proposer une solution permettant d’accroitre la raideur de la soufflante carénée pour répondre aux exigences du cahier des charges tout en minimisant l’augmentation de sa masse. L’invention propose ainsi une soufflante carénée pour une turbomachine d’aéronef, la soufflante carénée comprenant un disque portant une rangée annulaire d’aubes, le disque étant annulaire autour d’un axe longitudinal X, le disque comprenant un corps et une bride reliés l’un à l’autre par un premier voile, la bride étant destinée à être solidarisée à un arbre de compresseur ; caractérisée en ce que le disque comprend un second voile qui relie le corps et la bride, le second voile étant distant du premier voile de sorte à former entre eux une cavité annulaire autour de l’axe X. L’incorporation d’un second voile à distance du premier voile permet non seulement de répondre aux exigences du cahier des charges en terme de raideur (raideur radiale, raideur en rotation et raideur combinée) mais également de limiter l’impact en terme de masse. La soufflante carénée selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - le corps comprend une jante externe qui porte la rangée annulaire d’aubes et un bulbe interne, la jante et le bulbe étant reliés l’un à l’autre par une échasse, les premier et second voiles reliant chacun le bulbe et la bride ; - le premier voile relie une extrémité externe du bulbe et une extrémité externe de la bride, et le second voile relie une extrémité interne du bulbe et une extrémité interne de la bride ; - les premier et second voiles s’évasent depuis la bride jusqu’au corps ; - la distance dr, dn entre les premier et second voiles est constante ; - la cavité présente en coupe transversale une forme de parallélogramme ; - les premier et second voiles sont en coupe transversale parallèles l’un à l’autre ; - la dimension radiale Dr de la cavité est au moins égale à deux fois l’épaisseur radiale Er du premier voile ou du second voile ; - les premier et second voiles sont d’un seul tenant avec le corps et la bride ; - le premier voile est d’un seul tenant avec le corps et la bride, et le second voile est rapporté et fixé à la fois au corps et à la bride, le second voile étant de préférence fretté au corps et à la bride. La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef comprenant : - un générateur de gaz qui est alimenté par une entrée d’air ; - une turbine de puissance qui est indépendante du générateur de gaz ; - une soufflante non carénée qui est entrainée en rotation par la turbine de puissance ; - un redresseur non caréné qui est fixe en rotation ; - une soufflante carénée telle que décrite précédemment, la soufflante carénée étant placée dans l’entrée d’air et entrainée en rotation par la turbine de puissance. La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - la turbomachine comprend un compresseur basse pression comportant un rotor, la soufflante carénée et le rotor du compresseur basse pression étant entrainés conjointement en rotation par la turbine de puissance via un arbre de compresseur ; - le rotor du compresseur basse pression comprend un tambour qui comporte une bride, l’arbre de compresseur comprenant une collerette qui porte une bride, la bride de la soufflante carénée, la bride du tambour et la bride de l’arbre de compresseur étant solidarisées les unes aux autres via une rangée annulaire de boulons ; - les extrémités libres des aubes de la soufflante carénée sont entourées par un carénage qui porte le redresseur non caréné ; - la soufflante non carénée est entrainée en rotation par la turbine de puissance via un réducteur de vitesse, la soufflante non carénée comprenant une rangée annulaire d’aubes à calage variable et le redresseur non caréné comprend une rangée annulaire d’aubes directrices à calage variable. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une vue schématique en demi-coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon l’invention ; FIG. 2 la FIG. 2 est une vue de détail de la FIG. 1 qui illustre la liaison entre la soufflante carénée, le rotor du compresseur basse pression et l’arbre de compresseur ; FIG. 3 la FIG. 3 est une vue similaire à la FIG. 2 qui représente une variante de réalisation. Description détaillée de l'invention Sur la FIG. 1 est représentée une turbomachine 1 pour un aéronef 2, tel qu’un avion. La turbomachine 1 comprend : - un générateur de gaz 3 qui est alimenté par une entrée d’air 4 ; - une turbine de puissance 5 qui est indépendante du générateur de gaz 3, à savoir qu’elle est associée à un arbre 20 qui tourne sans liaison directe à rotation avec des éléments rotatifs, tels qu’un arbre, du générateur de gaz ; - une soufflante non carénée 6 qui est entrainée en rotation par la turbine de puissance 5 ; - un redresseur non caréné 7 qui est fixe en rotation ; - une soufflante carénée 8 (plus communément appelée « Mid-Fan ») qui est placée dans l’entrée d’air 4 et entrainée en rotation par la turbine de puissance 5. Le terme « non carénée » associé à la soufflante 6 signifie que les aubes 9 de la soufflante 6 ne sont pas entourées à leur extrémité libre par un carénage. En outre, le terme « non caréné » associé au redresseur 7 signifie que les aubes directrices 10 du redresseur 7 ne sont pas entourées à leur extrémité libre par un carénage. De plus, le terme « carénée » associé à la soufflante 8 signifie que les aubes 11 de la soufflante 8 sont entourées à leur extrémité libre 48 par un carénage (ici une nacelle 12). Enfin, le terme « indépendant » associé à la turbine de puissance 5 signifie que la turbine de puissance 5 n’est pas liée en rotation avec le générateur de gaz 3. La turbomachine 1 est définie suivant un axe longitudinal X qui correspond notamment à l’axe de rotation de la soufflante non carénée 6, de la soufflante carénée 8, et des rotors 18 des compresseurs 13, 14 et turbines 5, 16. Selon le mode de réalisation illustré sur la FIG. 1 , la turbomachine 1 comprend en outre un compresseur basse pression 13 (plus communément appelé « booster ») qui est entrainé en rotation par la turbine de puissance 5. Le compresseur basse pression 13 est disposé en amont du générateur de gaz 3, et la turbine de puissance 5 est disposée en aval du générateur de gaz 3. Le générateur de gaz 3 est alimenté en air par l’entrée d’air 4 qui débouche entre la soufflante non carénée 6 et le redresseur 7. Classiquement, le générateur de gaz 3 comprend notamment au moins un compresseur haute pression 14, une chambre de combustion 15 et au moins une turbine de détente 16 (ou turbine haute pression). Les rotors du compresseur haute pression 14 et de la turbine de détente 16 sont liés en rotation par un ou plusieurs arbres de transmission 17. La soufflante carénée 8 et le rotor 18 du compresseur basse pression 13 sont entrainés conjointement en rotation par la turbine de puissance 5 via un arbre de compresseur 19 et un arbre de turbine 20. Plus précisément, tel qu’illustré sur la FIG. 1 , le compresseur basse pression 13 comprend ici deux étages de compression axiale. Le compresseur basse pression 13 comprend un rotor 18 comportant un tambour 21 sur lequel sont rapportées deux rangées annulaires d’aubes 22. Le tambour 21 comprend une bride 23 à son extrémité amont qui est solidarisée à une bride 24 de l’arbre de compresseur 19. La bride 24 de l’arbre de compresseur 19 est portée par une collerette 25 qui s’étend sensiblement radialement par rapport à un corps 26 longitudinal de l’arbre 19. Le compresseur haute pression 14 comprend ici cinq étages de compression axiale. La chambre de combustion 15 est alimentée en air comprimé via le compresseur haute pression 14, et en carburant via plusieurs injecteurs. Le mélange air/carburant est brûlé sous l’action de plusieurs dispositifs d’allumage. Les gaz d’échappement provenant de la chambre de combustion 15 sont détendus dans la turbine de détente 16 puis dans la turbine de puissance 5. La turbine de détente 16 comprend ici deux étages de détente axiale. La turbine de puissance 5 comprend ici quatre étages de détente axiale. La turbine de puissance 5 est entrainée en rotation par les gaz d’échappement sortant de la turbine de détente 16, les gaz d’échappement étant ensuite évacués via une tuyère 27. Le mode de réalisation illustré sur la FIG. 1 n’est en rien limitatif. Les compresseurs 13, 14 et les turbines 5, 16 pourraient par exemple comprendre un nombre d’étages différent. De manière générale, un compresseur peut comprendre un ou plusieurs étages de compression axiale et/ou centrifuge. Une turbine peut comprendre un ou plusieurs étages de détente axiale et/ou centripète. Tel qu’illustré sur la FIG. 1 , la soufflante non carénée 6 est mobile en rotation autour de l’axe X. La soufflante non carénée 6 comprend une rangée annulaire d’aubes 9 à calage variable, chaque aube 9 étant calée autour d’un axe de rotation Y1 qui est sensiblement perpendiculaire à l’axe X. La soufflante non carénée 6 comprend un système de réglage 28 du calage des aubes 9, ce système de réglage 28 pouvant être commun à toutes les aubes 9 ou propre à chacune des aubes 9. Selon un exemple de réalisation, le système de réglage 28 comprend un actionneur commun à toutes les aubes 9 et un mécanisme propre à chacune des aubes 9, ce mécanisme permettant de transformer le mouvement initié par l’actionneur en un mouvement de rotation de l’aube 9 correspondante. La soufflante non carénée 6 est entrainée en rotation par la turbine de puissance 5 via un réducteur de vitesse 29. Le réducteur de vitesse 29 permet de réduire la vitesse de rotation de la soufflante non carénée 6 par rapport à celle de la turbine de puissance 5, tout en augmentant son couple. Plus précisément, l’arbre de compresseur 19 est lié en rotation avec un élément d’entrée 30 du réducteur de vitesse 29 et la soufflante non carénée 6 est liée en rotation avec un élément de sortie 31 du réducteur de vitesse 29. Avantageusement, le réducteur de vitesse 29 est un réducteur à train d’engrenage, et de préférence un réducteur à train épicycloïdal. Un réducteur à train épicycloïdal présente l’avantage d’avoir un rapport de réduction élevé tout en étant compact. Un réducteur à train épicycloïdal comprend au moins un étage de réduction comportant un solaire (ou planétaire), une couronne, des satellites et un porte-satellites. Un réducteur à train épicycloïdal peut être configuré de différentes manières. Selon une première configuration, le solaire est l’élément d’entrée 30 du réducteur 29, la couronne est l’élément de sortie 31 du réducteur 29, et le porte-satellites est fixe ou immobile. Autrement dit, le solaire est lié en rotation avec l’arbre de compresseur 19, et la couronne est liée en rotation avec la soufflante non carénée 6. Selon une seconde configuration, le solaire est l’élément d’entrée 30 du réducteur 29, la couronne est fixe ou immobile, et le porte-satellites est l’élément de sortie 31 du réducteur 29. Autrement dit, le solaire est lié en rotation avec l’arbre de compresseur 19, et le porte-satellites est lié en rotation avec la soufflante non carénée 6. Les deux configurations explicitées ci-dessus ne sont en rien limitatives, d’autres configurations sont bien évidemment envisageables en fonction notamment du rapport de réduction souhaité. De la même manière, le réducteur à train d’engrenage peut comprendre un ou plusieurs étages de réduction. La soufflante non carénée 6 définit intérieurement une enceinte 32 dans laquelle est logé et lubrifié ici le réducteur à train d’engrenage. Lorsque la turbomachine 1 est en mode « propulseur », la soufflante non carénée 6 génère un flux d’air F qui s’écoule d’amont en aval autour des carénages extérieurs du corps fuselé de la turbomachine 1, de manière à générer la majeure partie de la poussée qui propulsera ou fera avancer l’aéronef 2. La turbomachine 1 peut également fonctionner en mode « inverseur », de manière à freiner l’aéronef 2 au moment de son atterrissage. Par convention dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation du flux d’air F, lorsque la turbomachine 1 est en mode « propulseur ». Tel qu’illustré sur la FIG. 1 , le redresseur non caréné 7 est fixe en rotation autour de l’axe X et est configuré pour redresser au moins une partie du flux d’air F généré par la soufflante non carénée 6. Le redresseur 7 est disposé ici directement en aval de la soufflante non carénée 6. Le redresseur 7 est porté par une nacelle 12 de la turbomachine 1. Le redresseur 7 comprend une rangée annulaire d’aubes directrices 10 (ou aubes statoriques ou aubes OGV pour « Outlet Guide Vane »), les aubes directrices 10 étant disposées de manière régulière autour de la nacelle 12. Les aubes directrices 10 sont à calage variable, chaque aube directrice 10 étant calée autour d’un axe de rotation Y2 qui est sensiblement perpendiculaire à l’axe X. Le redresseur 7 comprend un système de réglage 33 du calage des aubes directrices 10, ce système de réglage 33 pouvant être commun à toutes les aubes directrices 10 ou propre à chacune des aubes directrices 10. Le ou les systèmes de réglage 33 se trouvent dans un compartiment intérieur 34 de la nacelle 12. Selon un exemple de réalisation, le système de réglage 33 comprend un actionneur commun à toutes les aubes directrices 10 et un mécanisme propre à chacune des aubes directrices 10, ce mécanisme permettant de transformer le mouvement initié par l’actionneur en un mouvement de rotation de l’aube directrice 10 correspondante. Dans la suite de la description, on s’intéressera plus particulièrement à la soufflante carénée 8. La soufflante carénée 8 comprend un disque 35 portant une rangée annulaire d’aubes 11. Le disque 35 est annulaire (ou de révolution) autour de l’axe longitudinal X. Le disque 35 comprend un corps 36 et une bride 37 reliés l’un à l’autre par un premier voile 38. La bride 37 est solidarisée à un arbre de compresseur 19. Selon l’invention, le disque 35 comprend un second voile 39 qui relie le corps 36 et la bride 37, le second voile 39 étant distant du premier voile 38 de sorte à former entre eux une cavité 40 annulaire autour de l’axe X. L’incorporation d’un second voile à distance du premier voile permet non seulement de répondre aux exigences du cahier des charges en terme de raideur (raideur radiale, raideur en rotation et raideur combinée) mais également de limiter l’impact en terme de masse. De la même manière que la turbomachine 1, la soufflante carénée 8 est définie suivant l’axe longitudinal X. Avantageusement, le corps 36 comprend une jante 41 externe qui porte la rangée annulaire d’aubes 11 et un bulbe 42 interne. La jante 41 et le bulbe 42 sont reliés l’un à l’autre par une échasse 43. Les premier et second voiles 38, 39 relient chacun le bulbe 42 et la bride 37. Un tel agencement des voiles est favorable à l’augmentation de la raideur du disque. Avantageusement, le premier voile 38 relie une extrémité externe 44 du bulbe 42 et une extrémité externe 45 de la bride 37, et le second voile 39 relie une extrémité interne 46 du bulbe 42 et une extrémité interne 47 de la bride 37. Un tel agencement des voiles permet de maximiser la distance entre les voiles, et par conséquent la raideur du disque. Avantageusement, les premier et second voiles 38, 39 s’évasent depuis la bride 37 jusqu’au corps 36, de manière à réduire la masse du disque. Lorsque la bride 37 est disposée en aval du corps 36, les premier et second voiles 38, 39 s’évasent de l’aval vers l’amont depuis la bride 37 jusqu’au corps 36. A l’inverse, lorsque la bride 37 est disposée en amont du corps 36, les premier et second voiles 38, 39 s’évasent de l’amont vers l’aval depuis la bride 37 jusqu’au corps 36. La distance dr, dn entre les premier et second voiles 38, 39 peut être constante. Dans un tel cas, les premier et second voiles 38, 39 sont alors en coupe transversale parallèles l’un à l’autre. En variante, la distance dr, dn entre les premier et second voiles 38, 39 pourrait décroitre depuis le corps 36 jusqu’à la bride 37. La « distance » énoncée ci-dessus peut être par exemple la distance radiale dr (en référence à l’axe X) ou la distance normale dn (en référence aux surfaces mesurées). La cavité 40 peut présenter en coupe transversale une forme de quadrilatère, et plus particulièrement de parallélogramme. Avantageusement, la dimension radiale Dr de la cavité 40 est au moins égale à deux fois l’épaisseur radiale Er du premier voile 38 ou du second voile 39. Un tel dimensionnement de la cavité permet de répondre au critère de raideur défini dans le cahier des charges. Les premier et second voiles 38, 39 peuvent être d’un seul tenant avec le corps 36 et la bride 37, le disque étant alors monobloc. Dans un tel cas, les aubes 11 peuvent également être d’un seul tenant avec le disque pour former un disque aubagé monobloc. Le disque monobloc ou le disque aubagé monobloc sont avantageusement obtenu par fabrication additive (par exemple par fusion sélective sur lit de poudre). En variante, les aubes 11 peuvent bien évidemment être rapportées et fixées sur le disque monobloc. Le premier voile 38 peut être d’un seul tenant avec le corps 36 et la bride 37, tandis que le second voile 39 est rapporté et fixé à la fois au corps 36 et à la bride 37. Dans un tel cas, les aubes 11 peuvent être rapportées sur le corps 36 ou être d’un seul tenant avec le corps 36. Le second voile 39 est de préférence fretté au corps 36 et à la bride 37. Le frettage permet d’assembler le second voile 39 via un ajustement serré. Le frettage peut être obtenu par contraction du second voile 39 (avec un dispositif de refroidissement qui utilise par exemple de l’azote liquide), ou par une dilatation de l’ensemble comprenant le corps 36, le premier voile 38 et la bride 37 (avec un dispositif de chauffage), ou bien encore par une combinaison des deux. L’extrémité interne 64 du second voile 39 peut être frettée non seulement à la bride 37 mais également à un élément directement adjacent tel que la bride 23 du tambour 21. Le second voile 39 peut comprendre différentes lumières réparties autour de l’axe X, de façon à accéder localement à la cavité 40. Ces lumières sont par exemple utilisées pour permettre le passage d’un outil (outil utilisé par exemple pour la mise en place et le serrage d’un boulon) et/ou l’évacuation du surplus de poudre se trouvant dans la cavité 40 lorsque le disque 35 est obtenu partiellement ou totalement par fabrication additive. Tel qu’illustré sur les figures 1 à 3, la soufflante carénée 8 est placée dans l’entrée d’air 4, les extrémités libres 48 des aubes 11 étant entourées par la nacelle 12. La soufflante carénée 8 est disposée en amont du compresseur basse pression 13. La soufflante carénée 8 est mobile en rotation autour de l’axe X. La soufflante carénée 8 et le rotor 18 du compresseur basse pression 13 sont entrainés conjointement en rotation par la turbine de puissance 5 via l’arbre de compresseur 19 et l’arbre de turbine 20. Plus précisément, la bride 37 de la soufflante carénée 8, la bride 23 du tambour 21 et la bride 24 de l’arbre de compresseur 19 sont solidarisées les unes aux autres via une rangée annulaire de boulons 49 autour de l’axe X. Chaque boulon 49 comprend une vis 50 et un écrou 51, la tige 52 de la vis 50 traversant simultanément un trou débouchant 53 formé dans la bride 24 de l’arbre de compresseur 19, un trou débouchant 54 formé dans la bride 23 du tambour 21 et un trou débouchant 55 formé dans la bride 37 de la soufflante carénée 8. La bride 23 du tambour 21 est disposée axialement entre la bride 37 de la soufflante carénée 8 et la bride 24 de l’arbre 19. La bride 23 du tambour 21 comprend un rebord externe 56 qui fait saillie depuis une face amont de la bride 23, ce rebord externe 56 permet de faciliter la mise en position de la bride 37 de la soufflante carénée 8. En outre, la bride 23 du tambour 21 comprend un rebord interne 57 qui fait saillie depuis une face aval de la bride 23, ce rebord interne 57 permet de faciliter le mise en position de la bride 24 de l’arbre de compresseur 19. Le flux d’air généré par la soufflante carénée 8 est divisé, par un bec de séparation 58 d’une structure profilée et fixe 59 de la turbomachine 1, en un flux d’air primaire f1 qui pénètre dans une veine primaire 60 destinée à alimenter le générateur de gaz 3, et en un flux d’air secondaire f2 qui s’écoule dans une veine secondaire 61 définie entre la structure profilée 59 et la nacelle 12. Le flux d’air secondaire f2 participe de façon mineure à la poussée fournie par la turbomachine 1. La structure profilée 59 entoure simultanément le compresseur basse pression 13, le générateur de gaz 3 et la turbine de puissance 5. Tel qu’illustré que les figures, et notamment les figures 2 et 3, le corps 36 du disque 35 comprend une jante 41 externe qui porte la rangée annulaire d’aubes 11 et un bulbe 42 interne, la jante 41 et le bulbe 42 étant reliés l’un à l’autre par une échasse 43. Le bulbe 42 est une portion interne renflée ou élargie du corps 36 qui est communément appelé le « poireau ». L’échasse 43 (ou toile ou âme) est une portion intermédiaire effilée ou amincie qui fait la liaison entre la jante 41 et le bulbe 42. La bride 37 est disposée en aval du corps 36 et est reliée au corps 36 par un voile externe 38 (premier voile) et un voile interne 39 (second voile). Plus précisément, le voile externe 38 relie une extrémité externe 44 du bulbe 42 et une extrémité externe 45 de la bride 37, et le voile interne 39 relie une extrémité interne 46 du bulbe 42 et une extrémité interne 47 de la bride 37. Les voiles externe et interne 38, 39 s’évasent ici de l’aval vers l’amont depuis la bride 37 jusqu’au corps 36. La distance radiale dr ou normale dn entre les voiles externe et interne 38, 39 est constante, et autrement dit les voiles externe et interne 38, 39 sont en coupe transversale parallèles l’un à l’autre. Les voiles externe et interne 38, 39 présentent chacun une épaisseur radiale Er qui est constante. Les épaisseurs radiales Er des voiles externe et interne 38, 39 sont égales. La cavité 40 présente en coupe transversale une forme de parallélogramme. La dimension radiale Dr de la cavité 40 est égale ici à trois fois l’épaisseur radiale Er du voile externe 38 ou du voile interne 39. Selon le mode de réalisation illustré sur les figures 1 et 2, les voiles externe et interne 38, 39 sont d’un seul tenant avec le corps 36 et la bride 37, le disque 35 étant alors monobloc. Tel qu’indiqué ci-dessus, le disque 35 monobloc est avantageusement obtenu par fabrication additive. Le voile interne 39 comprend plusieurs lumières réparties autour de l’axe X, chaque lumière étant disposée au niveau d’un boulon 49 pour permettre sa mise en place et son serrage. Selon la variante de réalisation illustrée sur la FIG. 3 , le voile externe 38 est d’un seul tenant avec le corps 36 et la bride 37, tandis que le voile interne 39 est fretté au corps 36, à la bride 37 du disque 35 et à la bride 23 du tambour 21. Tel qu’indiqué ci-dessus, le frettage peut être obtenu par contraction du voile interne 39 (avec un dispositif de refroidissement qui utilise par exemple de l’azote liquide), ou par une dilatation de l’ensemble comprenant le corps 36, le voile externe 38 et la bride 37 (avec un dispositif de chauffage), ou bien encore par une combinaison des deux. Une fois le voile interne 39 frettée, l’extrémité externe 62 du voile interne 39 est en appui radial sur la face interne 63 du bulbe 42. En outre, l’extrémité interne 64 du voile interne 39 est en appui radial sur la face interne 65 de la bride 37 du disque 35 et sur la face interne 66 de la bride 23 du tambour 21. Les boulons 49 peuvent être mis en place et serrés avant le frettage du voile interne 39. En variante, le voile interne 39 comprend plusieurs lumières réparties autour de l’axe X, chaque lumière étant disposée au niveau d’un boulon 49 pour permettre sa mise en place et son serrage, après le frettage du voile interne 39. Soufflante carénée (8) pour une turbomachine (1) d’aéronef (2), la soufflante carénée (8) comprenant un disque (35) portant une rangée annulaire d’aubes (11), le disque (35) étant annulaire autour d’un axe longitudinal (X), le disque (35) comprenant un corps (36) et une bride (37) reliés l’un à l’autre par un premier voile (38), la bride (37) étant destinée à être solidarisée à un arbre de compresseur (19) ; caractérisée en ce que le disque (35) comprend un second voile (39) qui relie le corps (36) et la bride (37), le second voile (39) étant distant du premier voile (38) de sorte à former entre eux une cavité (40) annulaire autour de l’axe (X). Soufflante carénée (8) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le corps (36) comprend une jante (41) externe qui porte la rangée annulaire d’aubes (11) et un bulbe (42) interne, la jante (41) et le bulbe (42) étant reliés l’un à l’autre par une échasse (43), les premier et second voiles (38, 39) reliant chacun le bulbe (42) et la bride (37). Soufflante carénée (8) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le premier voile (38) relie une extrémité externe (44) du bulbe (42) et une extrémité externe (45) de la bride (37), et le second voile (39) relie une extrémité interne (46) du bulbe (42) et une extrémité interne (47) de la bride (37). Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les premier et second voiles (38, 39) s’évasent depuis la bride (37) jusqu’au corps (36). Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la distance (dr, dn) entre les premier et second voiles (38, 39) est constante. Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la cavité (40) présente en coupe transversale une forme de parallélogramme. Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les premier et second voiles (38, 39) sont en coupe transversale parallèles l’un à l’autre. Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la dimension radiale (Dr) de la cavité (40) est au moins égale à deux fois l’épaisseur radiale (Er) du premier voile (38) ou du second voile (39). Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les premier et second voiles (38, 39) sont d’un seul tenant avec le corps (36) et la bride (37). Soufflante carénée (8) selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que le premier voile (38) est d’un seul tenant avec le corps (36) et la bride (37), et le second voile (39) est rapporté et fixé à la fois au corps (36) et à la bride (37), le second voile (39) étant de préférence fretté au corps (36) et à la bride (37). Turbomachine (1) d’aéronef (2) comprenant : - un générateur de gaz (3) qui est alimenté par une entrée d’air (4) ; - une turbine de puissance (5) qui est indépendante du générateur de gaz (3) ; - une soufflante non carénée (6) qui est entrainée en rotation par la turbine de puissance (5) ; - un redresseur non caréné (7) qui est fixe en rotation ; - une soufflante carénée (8) selon l’une des revendications précédentes, la soufflante carénée (8) étant placée dans l’entrée d’air (4) et entrainée en rotation par la turbine de puissance (5). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la turbomachine (1) comprend un compresseur basse pression (13) comportant un rotor (18), la soufflante carénée (8) et le rotor (18) du compresseur basse pression (13) étant entrainés conjointement en rotation par la turbine de puissance (5) via un arbre de compresseur (19). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le rotor (18) du compresseur basse pression (13) comprend un tambour (21) qui comporte une bride (23), l’arbre de compresseur (19) comprenant une collerette (25) qui porte une bride (24), la bride (37) de la soufflante carénée (8), la bride (23) du tambour (21) et la bride (24) de l’arbre de compresseur (19) étant solidarisées les unes aux autres via une rangée annulaire de boulons (49). Turbomachine (1) selon l’une des revendications 11 à 13, caractérisée en ce que les extrémités libres (48) des aubes (11) de la soufflante carénée sont entourées par un carénage (12) qui porte le redresseur non caréné (7). Turbomachine (1) selon l’une des revendications 11 à 14, caractérisée en ce que la soufflante non carénée (6) est entrainée en rotation par la turbine de puissance (5) via un réducteur de vitesse (9), la soufflante non carénée (6) comprenant une rangée annulaire d’aubes (9) à calage variable et le redresseur non caréné (7) comprend une rangée annulaire d’aubes directrices (10) à calage variable.