FR 3163099 A1 20251212 FR 2405853 A 20240607 L’invention concerne une turbine pour une turbomachine d’aéronef, comportant un anneau de turbine (4) et un carter (5, 6) comportant : - une paroi annulaire, et - au moins une bride annulaire (53), l’anneau de turbine comportant : - une paroi annulaire (41), et - au moins une bride annulaire (43) appliquée axialement sur ladite au moins une bride (53) du carter (5, 6). Selon l’invention l’anneau de turbine comprend en outre, sur ladite au moins une bride (43), un revêtement (100) qui est apte à coopérer par appui axial avec ladite au moins une bride (53) du carter (5, 6), ce revêtement (100) étant réalisé en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues noyées dans une matrice céramique. L’invention concerne également un procédé de fabrication d’un tel anneau de turbine. Figure d’abrégé : Figure 3 TURBINE DE TUBOMACHINE COMPRENANT UN CARTER ET UN ANNEAU DE TURBINE Domaine technique de l'invention L’invention concerne le domaine technique des turbomachines, en particulier pour des aéronefs. Plus particulièrement, l’invention concerne une turbine de turbomachine comprenant un carter et un anneau de turbine, ainsi qu’un procédé de fabrication d’un tel anneau de turbine. Arrière-plan technique L’arrière-plan technique comprend notamment les documents FR-A1-3 131 598 et FR-A1-3 131 597. D’une manière générale, une turbomachine d’aéronef telle qu’un turboréacteur à double flux 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 anneau de turbine aussi appelé anneau d’étanchéité. Lorsque l’anneau de turbine est réalisé en alliage métallique, il est nécessaire de le refroidir par un flux d’air de ventilation car il est soumis en fonctionnement à des températures relativement élevées. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux d’air 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 l’anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) pour 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 structure et conservant avantageusement ses 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 les performances de la turbomachine. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse de la turbomachine et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques. L’anneau de turbine est en général sectorisé et formé de plusieurs secteurs d’anneau disposés circonférentiellement bout à bout. Les secteurs d’anneau sont fixés à un carter métallique. Il existe plusieurs technologies de fixation d’un anneau de turbine ou de secteurs d’anneau à un carter et on s’intéresse ici à la fixation par brides. Le carter comprend une paroi annulaire comportant une surface annulaire interne et une surface annulaire externe, et au moins une bride annulaire qui s’étend radialement vers l’intérieur depuis la surface annulaire interne de sa paroi annulaire. L’anneau est monté à l’intérieur du carter et comprend une paroi annulaire comportant une surface annulaire interne et une surface annulaire externe, et au moins une bride annulaire qui s’étend radialement vers l’extérieur depuis la surface annulaire externe de sa paroi annulaire. Les brides du carter et de l’anneau sont en appui axial l’une sur l’autre et peuvent en outre être fixées l’une à l’autre par des éléments de fixation ou de centrage qui traversent des orifices de ces brides. L’appui axial des brides permet de réaliser une étanchéité entre le carter et l’anneau et d’éviter le passage de flux d’air chaud à travers eux. En fonctionnement, les brides en matériau CMC de l’anneau de turbine frottent contre les brides métalliques du carter ce qui entraîne une usure du carter. Cette usure est accentuée par la différence de dilatation thermique des pièces CMC par rapport aux pièces métalliques et par l’aspect de surface des pièces CMC, en particulier parce que la dureté de la matrice SiC du matériau CMC et des fibres SiC revêtues de cette matrice rendent les pièces CMC particulièrement agressives vis-à-vis des pièces métalliques lors des déplacements relatifs et sous dilatation thermique différentielle. En outre, l’appui des brides étant pour l’essentiel linéique, la bride du carter subit une usure très localisée sur tout son pourtour. Cette usure engendre une perte d’étanchéité de cette zone d’appui. Cette perte d’étanchéité rend possible l’introduction de l’air de la veine de turbine vers le carter métallique. De plus, cela induit une perte de performances du moteur. Par ailleurs, la répartition des efforts de contact entre les brides conduit à accélérer les phénomènes d’usure et à générer des sur-contraintes locales dans ces brides. De manière additionnelle, les brides CMC usinées présentent un aspect de surface composé d’ondulations d’amplitude de 25 µm environ et de rugosité de 1,7 µm alors que les brides métalliques présentent un aspect de surface composé d’ondulations d’amplitude de 2 µm environ et de rugosité de 0,8 µm. On note ainsi, qu’indépendamment des problématiques d’usure, la différence d’ondulation de surface entre les brides CMC et les brides métalliques, engendre un débit de fuite supérieur à un contact métal/métal. La présente invention apporte une solution à au moins une partie de ces problèmes, qui est simple, efficace et économique. A cet effet, l’invention propose une turbine pour une turbomachine d’aéronef, comportant un carter en matériau métallique et un anneau de turbine comportant un corps principal en matériau composite à base de fibres céramiques tissées et noyées dans une matrice céramique, le carter ayant une forme annulaire autour d’un axe et comportant : - une paroi annulaire comportant une surface annulaire interne et une surface annulaire externe, et - au moins une bride annulaire s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la surface annulaire interne de la paroi annulaire, le corps principal de l’anneau de turbine étant monté autour de l’axe et à l’intérieur du carter, et comportant : - une paroi annulaire comportant une surface annulaire interne et une surface annulaire externe, et - au moins une bride annulaire s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la surface annulaire externe de la paroi annulaire, ladite au moins une bride annulaire du corps principal de l’anneau de turbine étant appliquée axialement sur ladite au moins une bride annulaire du carter. Selon l’invention, l’anneau de turbine comprend en outre, sur ladite au moins une bride annulaire de son corps principal, un revêtement qui est apte à coopérer par appui axial avec ladite au moins une bride annulaire du carter, ce revêtement étant réalisé en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues noyées dans une matrice céramique. L’invention propose ainsi un revêtement formant une interface entre ladite au moins une bride annulaire du corps principal de l’anneau de turbine et ladite au moins une bride annulaire du carter. Ce revêtement est fait d’un matériau composite à base de fibres céramiques discontinues noyées dans une matrice céramique présentant des états de surface similaires aux brides métalliques en vis-à-vis, notamment une rugosité de surface et une ondulation d’amplitude réduites par rapport au matériau composite à matrice céramique. Ce qui permet notamment : de diviser par dix les défauts de surface, de limiter les effets d’usure par dilatation différentielle, et de réduire fortement les fuites aux brides, afin de garantir la performance de la turbine. Un autre avantage de l’invention est qu’elle peut être appliquée localement en vis-à-vis de la zone de portée de la bride métallique, ou sur toute la hauteur de la bride, pour des facilités de mise en œuvre. La 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 : - le revêtement s’étend sur une partie seulement de la hauteur ou dimension radiale de ladite au moins une bride annulaire du corps principal de l’anneau de turbine ; - le revêtement s’étend sur la totalité de la hauteur ou dimension radiale de ladite au moins une bride annulaire du corps principal de l’anneau de turbine ; - le revêtement a une surface libre d’appui sur ladite au moins une bride annulaire du carter qui présente une rugosité, par exemple du type Rz, inférieure à 1,3μm, et de préférence inférieure ou égale à 1μm ; - le revêtement a une surface libre d’appui sur ladite au moins une bride annulaire du carter qui présente des ondulations, par exemple du type Wz, avec une amplitude inférieure à 10μm, et de préférence inférieure ou égale à 5μm ; - le revêtement est située sur une surface de ladite au moins une bride annulaire du corps principal de l’anneau de turbine qui présente une rugosité, par exemple du type Rz, supérieure à 1,3μm, et de préférence supérieure ou égale à 1,5μm ; - le revêtement est située sur une surface de ladite au moins une bride annulaire du corps principal de l’anneau de turbine qui présente des ondulations, par exemple du type Wz, avec une amplitude supérieure à 10μm, et de préférence supérieure ou égale à 20μm ; - le corps principal de l’anneau de turbine comprend une préforme formées par tissage de fibres céramiques en trois dimensions ou une superposition de strates formées par tissage de fibres céramiques en deux dimensions, cette préforme ou ces strates étant noyée(s) dans la matrice céramique ; - la matrice céramique est à base de carbure de silicium (SiC). L’invention concerne encore un procédé de fabrication d’un anneau de turbine pour une turbine tel que décrit précédemment, dans lequel il comprend les étapes suivantes : a) réalisation du corps principal de l’anneau de turbine, en matériau composite à base de fibres céramiques tissées, b) formation du revêtement sur ladite au moins une bride annulaire du corps principal, ou réalisation et dépôt du revêtement sur ladite au moins une bride annulaire du corps principal, le revêtement étant en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues, c) co-consolidation des deux matériaux de façon à les noyer dans une matrice céramique commune. Avantageusement, à l’étape b), le revêtement est formé directement sur ladite au moins une bride annulaire du corps principal, par une technique choisie parmi le moulage par injection céramique, la fabrication additive et le frittage sous pression. De manière avantageuse, à l’étape b), le revêtement est réalisé par une technique choisie parmi le moulage par injection céramique, la fabrication additive et le frittage sous pression, puis le revêtement est assemblé sur ladite au moins une bride annulaire du corps principal. Avantageusement, avant l’étape c), le procédé comprend une étape i) de déliantage du revêtement. 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 : FIG. 1 la FIG. 1 est une demi vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbine de turbomachine ; FIG. 2 la FIG. 2 est une vue schématique en perspective d’un carter et d’un anneau de turbine de la turbine de la FIG. 1 ; FIG. 3 la FIG. 3 est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbine selon l’invention équipée d’un revêtement selon un premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 4 la FIG. 4 est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbine selon l’invention équipée d’un revêtement selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; et FIG. 5 la FIG. 5 est une vue agrandie du revêtement de la FIG. 3 . 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, au moins un compresseur (par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression), une chambre de combustion, et au moins une turbine (par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression). Plus particulièrement, la FIG. 1 illustre une partie (telle qu’un module) 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 de turbine 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 (de rotor) est montée rotative en aval du distributeur 2 dans un anneau de turbine 4 ou d’étanchéité. La rangée annulaire d’aubes fixes 20’ de la turbine BP 1c forme un autre distributeur 2’. L’anneau de turbine 4 comprend une pièce unique ou comprend une pluralité de secteurs d’anneau 40 disposés circonférentiellement bout à bout et entourant la roue 3. L’anneau de turbine 4 est monté à l’intérieur d’un carter 6 de turbine ou d’un support annulaire 5 de ce carter 6. Le support annulaire 5 peut ainsi être considéré comme faisant partie du carter 6. Le carter 6, et en particulier son support annulaire 5, comprend à sa périphérie interne des première et seconde brides radiales annulaires 52, 53, respectivement amont et aval, qui sont reliées l’une à l’autre par une paroi annulaire 51. Les secteurs d’anneau 40 comprennent un corps principal 45 (visible sur la FIG. 2 ) en matériau composite à base de fibres céramiques tissées noyées dans une matrice céramique. Le corps principal 45 comprend à son extrémité amont et aval des première et seconde brides radiales annulaires 42, 43 d’accrochage sur, respectivement, les première et seconde brides radiales annulaires 52, 53 du carter 6. La FIG. 2 montre davantage de détails de l’anneau de turbine 4, et en particulier des secteurs d’anneau 40 et de leur fixation au carter 6 ou à son support annulaire 5. Chaque secteur d'anneau 40 présente une section sensiblement en forme de la lettre grecque « Pi » (π) inversée. Chaque secteur d'anneau 40 comprend ainsi une paroi annulaire 41 et des première et seconde brides radiales annulaires 42, 43. La paroi annulaire 41 comporte une surface annulaire interne 41a et une surface annulaire externe 41b opposées l'une à l'autre. La surface annulaire interne 41a de la paroi 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 brides radiales annulaires 42, 43 s'étendent en saillie vers l’extérieur à partir de la surface annulaire externe 41b et à distance des extrémités amont et aval 421a, 421b de la paroi annulaire 41 de chaque secteur d’anneau 40. Les première et seconde brides radiales annulaires 42, 43 s'étendent sur toute la largeur de l’anneau de turbine 4, en particulier 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 carter 6, et notamment son support annulaire 5, comprend : - une paroi annulaire 51 centrale, et - une première bride radiale annulaire 52 et une seconde bride radiale annulaire 53, respectivement en amont et en aval, les première et seconde brides radiales annulaires 52, 53 s’étendant radialement vers l’intérieur à partir d’une surface annulaire interne 51a de la paroi annulaire 51. La paroi annulaire 51 comprend notamment une surface annulaire externe 51b. La première bride radiale annulaire 52 comprend une première extrémité 524 libre et une seconde extrémité 525 opposée qui est reliée à la surface annulaire interne 51a de la paroi annulaire 51. La seconde bride radiale annulaire 53 comprend une première portion 531, une seconde portion 532, et une troisième portion 533 comprise entre les première et seconde portions 531, 532. Les première et troisième portions 531, 533 peuvent former une périphérie interne de la seconde bride radiale annulaire 53, et la seconde portion 532 peut former une périphérie externe de la seconde bride radiale annulaire 53. La première portion 531 comporte une première extrémité 534 libre et la seconde portion 532 comporte une seconde extrémité 535 reliée à la surface annulaire interne 51a de la paroi annulaire 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. Sur l’exemple de la FIG. 2 , la périphérie interne de la première portion 531 (en particulier une face annulaire radiale 536 de la première portion 531) est en appui axial contre la seconde bride radiale annulaire 43 de l’anneau de turbine 4. La seconde bride radiale annulaire 43 du corps principal 45 de l’anneau de turbine 4 est donc appliquée axialement sur la seconde bride radiale annulaire 53 du carter 6. 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 radiale annulaire 53 par rapport à la partie amont comportant notamment la première bride radiale annulaire 52, de manière à diminuer les fuites axiales de l'anneau de turbine dans le cas d'un appui rectiligne. En référence à la FIG. 2 , la turbine comprend en outre des premier et second flasques 56, 57 annulaires qui sont fixés de manière amovible sur la première bride radiale annulaire 52 du support annulaire 5. Les premier et second flasques 56, 57 sont disposés en amont de l’anneau de turbine 4 par rapport au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Les premier et second flasques 56, 57 peuvent être considérés comme faisant partie du carter 6. 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 carter 6, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 52. En outre, le premier flasque 56 présente une première portion formant une périphérie interne 561 et une seconde portion formant une périphérie externe 562. 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'anneau de turbine 4 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 axial contre la première bride radiale annulaire 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 radiale annulaire 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 paroi annulaire 51. La seconde extrémité 575 du second flasque 57 est également fixée de manière amovible au carter 6, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 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 axialement et les périphéries externes 562, 572 en contact, les deux flasques 56, 57 étant fixés de manière amovible sur la première bride radiale annulaire 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 radiale annulaire 52. Pour maintenir en position les secteurs d'anneau 40, et donc l’anneau de turbine 4, avec le carter 6 et notamment son support annulaire 5, deux premiers pions 84 axiaux coopèrent avec la première bride radiale annulaire 42 et le premier flasque 56, et deux seconds pions 86 axiaux coopèrent avec la seconde bride radiale annulaire 43 et la seconde bride radiale annulaire 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 radiale annulaire 53 comprend des orifices configurés pour recevoir les deux seconds pions 86. Pour chaque secteur d'anneau 40, chacune des première et seconde brides radiales annulaires 42, 43 comprend des orifices configurés pour recevoir les premiers pions 84 et les seconds pions 86. 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 radiales annulaires 52, 53 du carter 6, les premier et second flasques 56, 57 sont réalisés en matériau métallique. Cette configuration présente plusieurs inconvénients mentionnés ci-dessus dans l’arrière-plan technique, notamment un risque de générer des usures par frottement du carter 6 et en particulier de ses première et seconde brides radiales annulaires 52, 53, dans les zones d’appui de ces brides sur les première et seconde brides radiales annulaires 42, 43 des secteurs d’anneau 40. Dans l’exemple représenté à la FIG. 2 , un risque d’usure existe par exemple dans la zone Z1 encerclée, du fait de l’appui entre les secondes brides radiales annulaires 43, 53. L’invention permet de remédier à ce problème grâce au fait que l’anneau de turbine 4 comprend, sur ladite au moins une première et seconde bride radiale annulaire 42, 43 de son corps principal 45, un revêtement 100 qui est apte à coopérer par appui axial avec ladite au moins une première et seconde bride radiale annulaire 52, 53 du carter 6, ce revêtement 100 étant réalisé en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues noyées dans une matrice céramique. Ce matériau présente des états de surface similaires aux brides métalliques en vis-à-vis, notamment une rugosité de surface et une ondulation d’amplitude réduites par rapport au matériau composite à matrice céramique (CMC). Cela permet notamment : de diviser par dix les défauts de surface, de limiter les effets d’usure par dilatation différentielle, et de réduire fortement les fuites aux brides, afin de garantir la performance de la turbine. Le revêtement de l’invention est en particulier visible sur les figures 3 à 5. Dans ces figures, les éléments déjà décrits dans ce qui précède sont désignés par les mêmes références. Ce revêtement 100 a de préférence une forme annulaire autour de l’axe X et forme une interface entre la bride radiale annulaire 42, 43 et la bride radiale annulaire 52, 53. Le revêtement 100 est situé ici entre la seconde bride radiale annulaire 43 et la seconde bride radiale annulaire 53 mais il peut être situé entre l’une quelconque des première et seconde brides radiales annulaires 42, 43 et l’une quelconque des première et seconde brides radiales annulaires 52, 53 et/ou l’un quelconque des flasques 56/57. Ce revêtement 100 comporte une partie annulaire d’appui 100a orientée radialement, c’est-à-dire perpendiculairement à l’axe X, en contact avec la bride radiale annulaire 42, 43 et une surface libre d’appui 100b orientée radialement, c’est-à-dire perpendiculairement à l’axe X, en contact avec la bride radiale annulaire 52, 53. Dans l’exemple de réalisation de la FIG. 3 , le revêtement 100 peut s’étendre sur une partie seulement de la hauteur ou dimension radiale de la seconde bride radiale annulaire 43 du corps principal 45 de l’anneau de turbine 4. Alternativement et comme illustré sur la FIG. 4 , le revêtement 100 s’étend notamment sur la totalité de la hauteur ou dimension radiale de la seconde bride radiale annulaire 43 du corps principal 45 de l’anneau de turbine 4. La FIG. 5 permet de montrer et dimensionner de manière très schématique les différences entre les états de surface (amplitude, rugosité, etc.) du corps principal 45, de la bride radiale annulaire 42, 43, du revêtement 100 et de la bride radiale annulaire 52, 53. La surface libre d’appui 100b du revêtement 100 s’appuie sur la seconde bride radiale annulaire 53 du carter 6, en particulier sur la face annulaire radiale 536 de la première portion 531, et présente par exemple une rugosité faible, par exemple du type Rz, notamment inférieure à 1,3μm, et de préférence inférieure ou égale à 1μm. La seconde bride radiale annulaire 53 du carter 6 présente une rugosité d’environ 0,8μm. La surface libre d’appui 100b présente des ondulations 110, par exemple du type Wz, avec une amplitude en particulier inférieure à 10μm, et de préférence inférieure ou égale à 5μm. La seconde bride radiale annulaire 53 du carter 6 présente des ondulations avec une amplitude d’environ 2μm. L’état de surface (en particulier la rugosité et l’amplitude des ondulations) du revêtement 100 est donc ici proche de celui de la seconde bride radiale annulaire 53 du carter 6. Le revêtement 100 est par exemple située sur une surface 436 de la seconde bride radiale annulaire 43 du corps principal 45 de l’anneau de turbine 4 qui présente notamment une rugosité supérieure à 1,3μm, et de préférence supérieure ou égale à 1,5μm. La seconde bride radiale annulaire 43 du corps principal 45 de l’anneau de turbine 4 présente des ondulations 120 avec une amplitude en particulier supérieure à 10μm, et de préférence supérieure ou égale à 20μm. Le corps principal 45 de l’anneau de turbine 4 comprend une préforme formée par tissage de fibres céramiques en trois dimensions ou une superposition de strates formées par tissage céramiques de fibres en deux dimensions, cette préforme ou ces strates étant noyée(s) dans la matrice céramique. L’invention concerne aussi un procédé de fabrication de l’anneau de turbine 4 comprenant notamment une étape a) consistant à réaliser le corps principal 45 de l’anneau de turbine 4, en matériau composite à base de fibres céramiques tissées (par exemple SiC/SiC). Dans cette étape, une préforme est tissée à l’aide de fibres céramiques, par exemple en carbure de silicium (SiC). Cette préforme est notamment ensuite mise en forme dans un conformateur (moule) puis une interphase est déposée à la surface des fibres céramiques, par un procédé CVI ( Chemical Vapor Infiltration ) par exemple. La préforme est retirée du conformateur puis une seconde densification par un procédé CVI peut être réalisée pour déposer du carbure de silicium dans la préforme. Dans un second temps, une barbotine comprenant des particules céramiques, par exemple de SiC, en suspension dans un solvant, peut être injectée dans la préforme. Une fois le solvant éliminé par séchage, les particules céramiques ainsi déposées subissent un traitement thermique qui permet d’obtenir une pièce intermédiaire possédant une certaine porosité. Le procédé peut également comprendre une étape b) consistant à former le revêtement 100 sur ladite au moins une bride radiale annulaire 42, 43 du corps principal 45, ou à réaliser et déposer le revêtement 100 sur ladite au moins une bride radiale annulaire 42, 43 du corps principal 45, le revêtement 100 étant en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues. Durant cette étape b), le revêtement 100 est par exemple formé directement sur ladite au moins une bride radiale annulaire 42, 43 du corps principal 45, notamment par une technique choisie parmi le moulage par injection céramique, la fabrication additive et le frittage sous pression. Selon ce mode de réalisation, le revêtement 100 est formé in-situ sur la bride radiale annulaire 42, 43. Alternativement, durant cette étape b), le revêtement 100 est notamment réalisé par une technique choisie parmi le moulage par injection céramique, la fabrication additive et le frittage sous pression. Par la suite, le revêtement 100 est en particulier assemblé sur ladite au moins une bride radiale annulaire 42, 43 du corps principal 45. Ainsi, dans cette alternative de réalisation, l’assemblage se fait après la réalisation du revêtement 100. Le procédé de l’invention peut également comprendre une étape i) de déliantage du revêtement. En effet, lorsque le revêtement 100 en CMC à fibres discontinues est réalisé par injection céramique ou fabrication additive (en particulier des procédés additifs utilisant des auxiliaire organiques), c’est-à-dire lors de l’étape b), et afin de permettre de maintenir les fibres du revêtement 100 entre elles et sur l’anneau de turbine 4, il est nécessaire de les noyer dans un liant. Ce liant doit ensuite être éliminé grâce à l’étape i) de déliantage. En frittage sous pression, on peut utiliser de la poudre sans liant organique et donc ne pas avoir besoin d’étape de déliantage. Le procédé de l’invention peut également comprendre une étape c) consistant à co-consolider les deux matériaux de façon à les noyer dans une matrice céramique commune. Durant cette étape c), le matériau composite à base de fibres céramiques tissées du corps principal 45 de l’anneau de turbine 4 est ainsi co-consolidé avec le matériau composite à base de fibres céramiques discontinues du revêtement 100. La co-consolidation est notamment une co-consolidation par infiltration d’une composition à base de silicium à l’état fondu (étape dite de « melt infiltration » en anglais). Cette étape de co-consolidation (ou de densification) est par exemple réalisée par infiltration puis solidification d’un matériau de densification liquide, en général du silicium liquide, dans les pièces à co-consolider. Dans cette technique, une composition de silicium fondu peut être introduite dans la porosité d’une structure fibreuse (ici le corps principal 45 et le revêtement 100) pré-densifiée par un dépôt de carbure de silicium et chargée par des particules de carbure de silicium. Cette méthode permet d’obtenir une matrice Si-SiC totalement dense de haut module et un composite à haute limite de linéarité. Cette technique est généralement utilisée en fin de fabrication, pour finir de densifier la pièce ou les pièces en matériau composite à base de fibres céramiques tissées et en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues noyées. Le procédé de l’invention prévoit ainsi que le revêtement 100 est présent lors de la phase finale de co-consolidation du corps principal 45 par infiltration d’une composition à base de silicium à l’état fondu, ce qui permet de lier le corps principal 45 et le revêtement 100 par co-consolidation et bénéficier de l’aspect monolithique et continu de la matrice. Les pièces co-consolidées selon cette technique présentent un très bon état de surface avec notamment la suppression d’effet d’embuvage lié à la géométrie textile d’un matériau CMC constitué de strates 2D ou 3D. In fine, les brides peuvent être rectifiées, si nécessaire, mécaniquement ou par un procédé d’électroérosion par enfonçage appelé aussi EDM (« electrical discharge machining » en anglais) pour obtenir les cotes d’intégration et les états de surface associés. Turbine (1b) pour une turbomachine (10) d’aéronef, comportant un carter (5, 6) en matériau métallique et un anneau de turbine (4) comportant un corps principal (45) en matériau composite à base de fibres céramiques tissées et noyées dans une matrice céramique, le carter (5, 6) ayant une forme annulaire autour d’un axe (X) et comportant : - une paroi annulaire (51) comportant une surface annulaire interne (51a) et une surface annulaire externe (51b), et - au moins une bride annulaire (52, 53) s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la surface annulaire interne (51a) de la paroi annulaire (51), le corps principal (45) de l’anneau de turbine (4) étant monté autour de l’axe (X) et à l’intérieur du carter (5, 6), et comportant : - une paroi annulaire (41) comportant une surface annulaire interne (41a) et une surface annulaire externe (41b), et - au moins une bride annulaire (42, 43) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la surface annulaire externe (41b) de la paroi annulaire (41), ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45) de l’anneau de turbine (4) étant appliquée axialement sur ladite au moins une bride annulaire (52, 53) du carter (5, 6), caractérisée en ce que l’anneau de turbine (4) comprend en outre, sur ladite au moins une bride annulaire (42, 43) de son corps principal (45), un revêtement (100) qui est apte à coopérer par appui axial avec ladite au moins une bride annulaire (52, 53) du carter (5, 6), ce revêtement (100) étant réalisé en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues noyées dans une matrice céramique. Turbine (1b) selon la revendication 1, dans laquelle le revêtement (100) s’étend sur une partie seulement de la hauteur ou dimension radiale de ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45) de l’anneau de turbine (4). Turbine (1b) selon la revendication 1, dans laquelle le revêtement (100) s’étend sur la totalité de la hauteur ou dimension radiale de ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45) de l’anneau de turbine (4). Turbine (1b) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le revêtement (100) a une surface libre d’appui (100b) sur ladite au moins une bride annulaire (52, 53) du carter (5, 6) qui présente une rugosité inférieure à 1,3μm, et de préférence inférieure ou égale à 1μm. Turbine (1b) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le revêtement (100) a une surface libre d’appui (100b) sur ladite au moins une bride annulaire (52, 53) du carter (6) qui présente des ondulations avec une amplitude inférieure à 10μm, et de préférence inférieure ou égale à 5μm. Turbine (1b) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le revêtement (100) est situé sur une surface (436) de ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45) de l’anneau de turbine (4) qui présente une rugosité supérieure à 1,3μm, et de préférence supérieure ou égale à 1,5μm. Turbine (1b) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le revêtement (100) est situé sur une surface (436) de ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal l’anneau de turbine (4) qui présente des ondulations avec une amplitude supérieure à 10μm, et de préférence supérieure ou égale à 20μm. Turbine (1b) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le corps principal (45) de l’anneau de turbine (4) comprend une préforme formée par tissage de fibres céramiques en trois dimensions ou une superposition de strates formées par tissage de fibres céramiques en deux dimensions, cette préforme ou ces strates étant noyée(s) dans la matrice céramique. Procédé de fabrication d’un anneau de turbine (4) pour une turbine (1b) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend les étapes suivantes : a) réalisation du corps principal (45) de l’anneau de turbine (4), en matériau composite à base de fibres céramiques tissées, b) formation du revêtement (100) sur ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45), ou réalisation et dépôt du revêtement (100) sur ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45), le revêtement (100) étant en matériau composite à base de fibres céramiques discontinues, c) co-consolidation des deux matériaux de façon à les noyer dans une matrice céramique commune. Procédé selon la revendication 9, dans lequel, à l’étape b), le revêtement (100) est formé directement sur ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45), par une technique choisie parmi le moulage par injection céramique, la fabrication additive et le frittage sous pression. Procédé selon la revendication 9, dans lequel, à l’étape b), le revêtement (100) est réalisé par une technique choisie parmi le moulage par injection céramique, la fabrication additive et le frittage sous pression, puis le revêtement est assemblé sur ladite au moins une bride annulaire (42, 43) du corps principal (45). Procédé selon l’une des revendications 9 à 11, dans lequel, avant l’étape c), le procédé comprend une étape i) de déliantage du revêtement (100).