FR 3162786 A1 20251205 FR 2405535 A 20240529 L’invention concerne un module de turbomachine (1) pour un aéronef, d’axe longitudinal (X), comprenant un stator (5), un rotor (4) tournant par rapport au stator (5) autour de l’axe longitudinal, et un dispositif d’étanchéité (20) disposé entre le rotor (4) et le stator (5), le dispositif d’étanchéité (20) comprenant un anneau (23), équipé d’un matériau abradable (24), solidarisé au stator (5) de manière créer une cavité de ventilation (25), et au moins une léchette (21), portée par une partie du rotor (4), coopérant avec le matériau abradable (24). Selon l’invention, le module de turbomachine comprend un dispositif de chauffage (30) configuré de manière à chauffer la cavité de ventilation (25) et le stator lors de l’arrêt de la turbomachine en appliquant une température prédéterminée, le dispositif de chauffage (30) s’étendant dans la cavité de ventilation (25) et au moins en partie autour de l’anneau (23). Figure pour l’abrégé : Fig.2 MODULE DE TURBOMACHINE COMPRENANT UN DISPOSITIF DE CHAUFFAGE DU STATOR, ET PROCEDE DE FONCTIONNEMENT CORRESPONDANT Domaine technique de l’invention La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines pour aéronefs et plus particulièrement aux étanchéités entre une partie rotor et une partie stator de la turbomachine. Arrière-plan technologique Une turbomachine, et en particulier une turbine à gaz, comprend d’amont en aval un ensemble de compresseur, une chambre de combustion et un ensemble de turbine. La turbomachine peut comprendre une soufflante ou hélice en amont de l’ensemble de compresseur. L’ensemble de compresseur et l’ensemble de turbine comprennent plusieurs étages qui comportent chacun un rotor équipé d’aubes mobiles et un stator qui comprend des aubes fixes connues sous le terme de distributeur ou redresseur. Les aubes mobiles s’étendent radialement depuis un disque et tournent autour d’un axe de rotation centré généralement sur l’axe longitudinal de la turbomachine. Les aubes fixes sont solidarisées à un carter. Un dispositif d’étanchéité est disposé entre le rotor et le stator, et en particulier entre l’extrémité des aubes mobiles et un anneau porté par le carter. Le dispositif d’étanchéité comprend un matériau abradable solidaire de l’anneau et des léchettes portées par l’extrémité libre des aubes mobiles. Le jeu entre les léchettes et le matériau abradable doit être d’une part minimum en phase de fonctionnement pour limiter le flux d’air passant entre ceux-ci, ce qui permet d’améliorer le rendement de la turbomachine, et doit être d’autre part maximum en phase d’arrêt (au sol ou en vol), après un laps de temps court, pour éviter le blocage des léchettes par rapport au matériau abradable, connues sous l’expression anglaise « rotor lock ». Ces situations de blocage peuvent intervenir à cause d’une part, des dilations thermiques du rotor et du stator, et d’autre part, de la différence de vitesse de refroidissement entre le rotor et le stator. Lors de l’arrêt de la turbomachine, la température du rotor reste élevée et diminue plus lentement que celle du stator. Cela entraîne un contact des léchettes avec le matériau abradable. Des problématiques d’opérabilité peuvent survenir car un temps d’extinction important (supérieur à 15 minutes par exemple) pour le redémarrage de certaines turbomachines est nécessaire. Cela pourrait poser des difficultés de gestion pour l’aéronef d’autant plus que le blocage peut avoir un impact sur l’intégrité mécanique de certains organes, comme la rupture des aubes mobiles lors du redémarrage L’impossibilité de redémarrer le moteur en vol est problématique notamment pour la sureté. Plusieurs solutions ont été apportées pour éviter le blocage du rotor tel que le détalonnage du matériau abradable ou la réalisation d’encoches dans le matériau abradable en regard des léchettes. Toutefois, ces solutions présentent des difficultés de prise en compte des tolérances dans le positionnement du détalonnage ou encoches et/ou peuvent être complexes à réaliser du fait de la configuration de certains rotors. Il existe par conséquent un besoin de pallier tout ou partie des inconvénients précités. L’objectif de la présente invention est de fournir une solution permettant de réduire, voire de supprimer les risques de blocage du rotor au niveau des dispositifs d’étanchéité entre le rotor et le stator lors de l’arrêt de la turbomachine et en vol. Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un module de turbomachine pour un aéronef, d’axe longitudinal, comprenant un stator, un rotor tournant par rapport au stator autour de l’axe longitudinal, et un dispositif d’étanchéité disposé entre le rotor et le stator, le dispositif d’étanchéité comprenant un anneau, équipé d’un matériau abradable, solidarisé au stator de manière créer une cavité de ventilation, et au moins une léchette, portée par une partie du rotor, coopérant avec le matériau abradable, le module de turbomachine comprenant un dispositif de chauffage configuré de manière à chauffer la cavité de ventilation et le stator lors de l’arrêt de la turbomachine en appliquant une température prédéterminée, le dispositif de chauffage s’étendant dans la cavité de ventilation et au moins en partie autour de l’anneau. Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, l’agencement d’un tel dispositif de chauffage dans la cavité de ventilation permet de réduire les différences de température et notamment de vitesse de refroidissement entre le rotor et le stator. Le stator pourra maintenir une température proche de celle du rotor qui refroidit plus lentement. Le jeu entre le matériau abradable et les léchettes est maîtrisé et en particulier lors de l’arrêt de la turbomachine pour éviter, voire supprimer les phénomènes de blocage du rotor. Il n’est donc plus nécessaire d’attendre que le rotor et le stator atteignent une température permettant un redémarrage sans blocage ce qui permet de réduire le temps d’immobilisation lors des escales et implique un gain économique. Par ailleurs, ce dispositif de chauffage ne modifie pas structurellement le stator, ni les éléments environnants dans le module de turbomachine. Le module de turbomachine comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : - le dispositif de chauffage est disposé à distance de l’anneau. - le dispositif de chauffage comprend un élément chauffant, de préférence une résistance électrique, qui est logé dans un boîtier. - le dispositif de chauffage comprend plusieurs secteurs disposés autour de l’axe longitudinal. - le boîtier est fixé au stator au moyen d’organes de fixation. - le dispositif de chauffage est piloté par un calculateur et est relié via au moins un câble d’alimentation à au moins une source d’alimentation laquelle est reliée au calculateur. L’invention concerne également une turbomachine équipée d’un tel module de turbomachine. L’invention concerne en outre un procédé de fonctionnement d’un module de turbomachine comprenant un stator et un rotor tournant par rapport au stator autour de l’axe longitudinal le procédé comprenant les étapes de : - mise en place d’un dispositif d’étanchéité comprenant un anneau, équipé d’un matériau abradable, solidarisé au stator de manière à créer une cavité de ventilation et au moins une léchette, portée par une partie du rotor, coopérant le matériau abradable, - mise en circulation d’un flux de refroidissement dans la cavité de ventilation de manière à refroidir l’anneau pendant le fonctionnement de la turbomachine, et - chauffage de la cavité de ventilation à une température prédéterminée lors de l’arrêt de la turbomachine et de la circulation du flux de refroidissement. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels : - La FIG. 1 est une vue en coupe, d’un module de turbomachine, suivant l’axe de rotation de la turbomachine selon l’invention ; - La FIG. 2 est une vue de détail d’un dispositif d’étanchéité installé entre un rotor et un stator du module de turbomachine selon l’invention ; et, - La FIG. 3 est un ordinogramme représentant les étapes d’un procédé de fonctionnement d’un module de turbomachine comprenant un stator et un rotor tournant par rapport au stator. Description détaillée de l’invention La FIG. 1 représente de manière schématique une portion d’une turbomachine 1 d’axe longitudinal X laquelle est en particulier destinée à être montée sur un aéronef (non représenté). La turbomachine 1 peut être un turboréacteur (double flux et double corps) ou un turbopropulseur. L’invention s’applique de manière générale à une turbomachine 1 qui comprend une soufflante ou une hélice qui soit carénée ou non carénée. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont », « aval », « axial » et « axialement » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine. De même, les termes « radial », « radialement », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend de manière générale, d’amont en aval, un ensemble de compresseur 2 (basse et/ou haute pression), une chambre de combustion (non représentée), et un ensemble de turbine 3 (basse et/ou haute pression). La turbomachine 1 peut comprendre une soufflante (non représentée) montée en amont de l’ensemble de compresseur 2. De manière alternative, la turbomachine 1 peut comprendre une hélice ou un doublet d’hélices monté(e) en amont de l’ensemble de compresseur ou en aval de l’ensemble de turbine. En référence à la FIG. 1 , chaque compresseur 2 ou chaque turbine 3 comprend un rotor 4 et un stator 5. Le rotor 4 tourne avantageusement autour de l’axe longitudinal X par rapport au stator 5. De manière avantageuse, chaque rotor 4 comprend au moins un disque 6 qui est centré sur l’axe longitudinal X. Chaque rotor 4 comprend avantageusement des aubes mobiles 7 (ou rotoriques) qui tournent autour de l’axe longitudinal X. Les aubes mobiles 7 s’étendent radialement depuis le disque 6 et en particulier depuis la périphérie du disque 6. Chaque stator 5 comprend des aubes fixes 8 (ou aube de stator) qui s’étendent radialement. Dans la présente invention, nous entendons par le terme « aube fixe » ou « aube de stator », une aube qui n’est pas entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine. En d’autres termes, l’aube fixe 8 est distincte et contraire à une aube mobile 7 ou rotorique de la turbomachine. Avantageusement, les aubes fixes 8 s’étendent depuis un carter 9 annulaire du stator. Dans le cas d’une turbine, les aubes fixes 8 sont dénommées distributeurs et dans le cas d’un compresseur, les aubes fixes 8 sont dénommées redresseurs. De manière générale, les aubes mobiles 7 (disposées en rangées annulaires) sont alternées régulièrement avec des aubes fixes 8 (également disposées en rangées annulaire) suivant l’axe longitudinal X. Les aubes mobiles 7 sont disposées en amont et/ou en aval des rangées annulaires d’aubes fixes 8 suivant l’axe longitudinal X. Une rangée annulaire d’aubes mobiles 7 et une rangée annulaire d’aubes fixes 8 forment un étage. Les compresseurs 2 et turbines 3 comprennent de manière générale et de préférence, plusieurs étages. Les aubes fixes 8 dévient et redressent le flux d’air (en particulier le flux primaire traversant l’ensemble de compresseur, la chambre de combustion et l’ensemble de turbine) en sortie de chaque aube mobile 7 située en amont de celles-ci. Certaines des aubes fixes 8 peuvent être à calage variable. Avantageusement, mais non limitativement, les disques 6 des différents étages du rotor sont fixés entre eux et à un arbre d’entrainement 10 centré sur l’axe longitudinal X via des organes de fixation 11 par exemple de type boulon. Chaque aube mobile 7 comprend avantageusement, mais non limitativement, un pied 12 et une pale 13 qui s’étend depuis le pied 12. Ce dernier est avantageusement, mais non limitativement, destiné à être engagé dans des alvéoles (non représentées) de forme correspondante (en queue d’aronde par exemple) du disque 6. Chaque pale 13 comprend une extrémité libre en regard du carter du stator 5. Chaque aube fixe 8 comprend par exemple une plateforme interne 14 et une plateforme externe 15 qui sont agencées respectivement à l’une de leurs extrémités opposées radialement. Les plateformes interne et externe 14, 15 sont solidarisées par des organes de liaison respectivement à une virole radialement interne 16 et au carter 9. Alternativement, au moins la plateforme externe 15 est solidarisée à une virole fixée au stator de la turbomachine. Un dispositif d’étanchéité 20 est disposé entre le rotor 4 et le stator 5 de manière à limiter le débit de flux d’air circulant entre eux et qui peut nuire à la performance de la turbomachine. En référence à la FIG. 2 , au moins une léchette 21 est portée par exemple par chaque pale 13 du rotor. Suivant un exemple de réalisation, la ou chaque léchette 21 se présente sous la forme d’une lame qui s’étend radialement depuis un talon 22 disposé à l’extrémité libre de chaque pale 13. La ou chaque léchette 21 est par exemple de type labyrinthe. De manière avantageuse, mais non limitativement, la ou les léchettes 21 sont annulaires et centrées sur l’axe longitudinal X. Le dispositif d’étanchéité 20 comprend avantageusement un anneau 23 qui est solidaire du stator 5 et qui est centré sur l’axe longitudinal X. De manière avantageuse, l’anneau 23 est monté sur le carter 9. L’anneau 23 est équipé d’un matériau abradable 24 disposé en regard d’au moins une des aubes mobiles 7, et de préférence en regard de chacune des aubes mobiles 7. Au moins une léchette 21, portée par une partie du rotor 4, coopère avec le matériau abradable 24. En particulier, le matériau abradable 24 est apte à s’effriter ou s’user par frottement, en contact radial, les léchettes 21. Ces dernières peuvent former des rainures dans le matériau abradable. De la sorte, les jeux radiaux entre les léchettes 21 et le matériau abradable 24 sont réduits et les fuites de flux d’air également. Le matériau abradable 24 comprend de manière avantageuse, mais non limitativement, au moins un matériau métallique ou un alliage de matériau métallique. Des exemples d’un matériau métallique sont l’aluminium, le fer, le nickel et le chrome. Ces matériaux métalliques peuvent être sous forme de poudre et/ou comprendre un mélange de poudre ainsi qu’un liant. L’anneau de matériau abradable 24 peut également se présenter sous la forme d’une tôle fine métallique (de l’ordre de 3 mm), par exemple en nickel, orientée vers les aubes mobiles 7 et porter un nid d’abeille. De manière alternative, le matériau abradable 24 peut encore comprendre un polymère. Ce polymère peut par exemple être homogène et s’effriter en granules. En variante, le matériau abradable 24 peut se présenter sous la forme d’un nid d’abeille connu sous la dénomination de « NIDA ». Dans le cas d’une turbomachine équipée d’une soufflante, la carter de soufflante, entourant les aubes mobiles de soufflante (non représentées) comprennent un matériau abradable disposé en regard des extrémités libres des aubes mobiles de soufflante. En référence à la FIG. 2 , l’anneau 23 est monté avantageusement de telle manière à former une cavité de ventilation 25. Un flux d’air de refroidissement est avantageusement destiné à circuler dans la cavité de ventilation 25 de manière à refroidir le carter, l’anneau 23 et le matériau abradable 24 ce qui permet de garantir le jeu le plus faible en fonctionnement avec les aubes mobiles 7. De manière avantageuse, mais non limitativement, le flux d’air de refroidissement est prélevé au niveau du compresseur haute pression (où l’air est relativement plus froid (environ 200°C) que l’air circulant dans la chambre de combustion et en aval (environ 400°C). Avantageusement, le flux d’air de refroidissement traverse par exemple l’anneau 23 du côté amont pour déboucher dans une veine primaire où circule le flux primaire. Préférentiellement, l’air de refroidissement circule dans la cavité de ventilation 25 uniquement lorsque la turbomachine est en fonctionnement. Avantageusement, la cavité de ventilation 25 est avantageusement reliée à un circuit de ventilation qui est relié à la cavité de ventilation 25 et une source de flux d’air froid (par exemple le compresseur haute pression). Le carter 9 comprend à cet effet des trous (par exemple radiaux) qui sont réalisés dans la paroi de celui-ci et débouche dans la cavité de ventilation 25. Sur la FIG. 2 , un dispositif de chauffage 30 est configuré de manière à chauffer la cavité de ventilation 25 en appliquant une température prédéterminée. Avantageusement, le dispositif de chauffage 30 s’étend dans la cavité de ventilation 25 et au moins en partie autour de l’anneau 23. En particulier, le dispositif de chauffage 30 permet de garantir une température minimum afin que le refroidissement différentiel entre le rotor 4 et le stator 5, en particulier les aubes mobiles 7 et les anneaux 23, ne soit pas trop important. Il n’y a pas d’augmentation de température en tant que telle. Le dispositif de chauffage 30 est destiné à chauffer l’air environnant qui va, par effet de conduction, maintenir une température dans la cavité de ventilation 25. De préférence, le dispositif de chauffage 30 est disposé à distance de l’anneau 23. De préférence, le dispositif de chauffage 30 fonctionne lorsque la turbomachine est à l’arrêt (dans ce cas le circuit de ventilation est inopérant). L’air est par conséquent quasi statique dans la cavité 25 et permet de maintenir une température désirée sans un apport d’énergie trop important. Toujours en référence à la FIG. 2 , le dispositif de chauffage 30 comprend un boîtier 31 dans lequel est logé un élément chauffant 32 de sorte à le protéger. Ce dernier peut être par exemple une résistance électrique. Sur l’exemple représenté, le boitier 31 présente une embase 33, un corps principal 34 et un tronçon 35 qui relie l’embase 33 au tronçon 35. Avantageusement, le boîtier 31 est creux. Le boîtier 31 présente une section de forme globale en H. L’élément chauffant 32 est agencé dans le présent exemple dans le corps principal 34 qui est en regard de l’anneau 23. Le boîtier 31 est par exemple fixé au stator 5 au moyen d’organes de fixation 36. En particulier, l’embase 33 est fixée au carter au moyen des organes de fixation 36. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 2 , les organes de fixation 36 comprennent par exemple deux tiges 37 qui traversent chacune un alésage 38 radial ménagé dans le carter 9. Les axes des alésages 38 sont définis par exemple dans le même plan et les organes de fixation 36 sont disposés de part et d’autre du tronçon 35. Bien entendu d’autres agencements sont envisageables dès lors que le montage et le démontage sont facilités. Avantageusement, mais non limitativement, plusieurs organes de fixation 36 sont disposés autour de l’axe longitudinal X. Chaque tige 37 peut être filetée à une extrémité laquelle coopère avec un écrou 39. Alternativement, chaque tige 37 est filetée à chaque extrémité et coopère avec un écrou ou un filetage interne. Avantageusement, les organes de fixation 36 comprennent des boulons. Le dispositif de chauffage 30 est annulaire et centré sur l’axe longitudinal X afin de pouvoir maintenir une température uniforme dans la cavité de ventilation 25 et d’éviter tout blocage à un endroit particulier. Le dispositif de chauffage 30 est relié à une source d’alimentation électrique 40 par exemple via au moins un câble d’alimentation électrique 43. De préférence, le dispositif de chauffage 30 se présente sous la forme de plusieurs secteurs disposés de manière adjacente (ou bout à bout) autour de l’axe longitudinal X. Dans ce cas, l’élément chauffant 32 est également sectorisé afin d’assurer une redondance en cas de panne d’un des composants et afin de pouvoir faciliter un montage ou maintenance dans le carter. Pour chaque secteur d’élément chauffant, un câble électrique 41 traverse un orifice 42 traversant qui est aménagé dans la paroi du carter. Chaque câble d’alimentation 41 est relié à une source d’alimentation électrique 43. Le ou chaque câble d’alimentation 41 chemine sur la surface radialement externe 44 du carter 9 et vers la source d’alimentation électrique 43. Avantageusement, mais non limitativement, l’orifice débouche dans le boîtier 31. L’embase 33 peut comprendre pour cela un passage. Suivant un exemple de réalisation, le dispositif de chauffage 30 est piloté par un calculateur 50 de la turbomachine qui est connu sous l’acronyme anglais FADEC pour « Full Authority Digital Engine Control ». Avantageusement, la source d’alimentation 43 est reliée au calculateur 50 qui envoie des ordres de commande à celle-ci pour alimenter ou ne pas alimenter l’élément chauffant 32. Le calculateur 50 peut prendre en compte des informations représentatives de paramètres tels que la température extérieure, l’hydrométrie, etc. ou encore des conditions de fonctionnement de la turbomachine et/ou de vol de l’aéronef pour appliquer la température prédéterminée. Cela permet d’appliquer une température précise pour ne pas chauffer excessivement les éléments dans la cavité 25 et en fonction du refroidissement progressif de la turbomachine. La source d’alimentation 43 peut comprend une batterie et/ou un groupe auxiliaire de puissance (connu sous l’acronyme « APU »). En phase d’arrêt de la turbomachine, celle-ci ne produit plus d’énergie (notamment électrique). Cependant l’aéronef peut être toujours alimenté électriquement par des batteries ou le ou chaque groupe auxiliaire de puissance qui sont activés par un pilote ou opérateur avant l’arrêt de la turbomachine. Suivant une alternative, la source d’alimentation peut être un secteur d’un réseau externe. L’aéronef comprend par exemple un câble qui vient se brancher au secteur à l’aide d’une prise électrique agencée sur le sol ce qui permettra d’alimenter l’élément chauffant 32. Le dispositif de chauffage 30 est simple à mettre en œuvre et économique. Dans un premier temps, les secteurs de dispositif de chauffage sont positionnés dans le carter, en particulier dans la cavité de ventilation 25. Les secteurs sont maintenus en place et fixés sur le carter avec les organes de fixation 36. Une fois la fixation réalisée, les câbles d’alimentation 41 sont reliés à chaque secteur de dispositif de chauffage 30 puis à la source d’alimentation 43. Cette installation engendre peu de modifications structurelles dans la turbomachine. En cas de détérioration d’un des secteurs de dispositif de chauffage celui-ci peut être facilement remplacé. Nous allons désormais décrire un procédé 100 de fonctionnement d’un module de turbomachine comprenant un stator 5 et un rotor 4 tournant par rapport au stator autour de l’axe longitudinal X. Les étapes du procédé 100 de fonctionnement sont illustrées sur la FIG. 3 . Le procédé 100 comprend une étape de mise en place 101 d’un dispositif d’étanchéité 20 comprenant un anneau 23 équipé d’un matériau abradable 24 et au moins une léchette 21 portée par une partie du rotor coopérant le matériau abradable 24. L’anneau 23 est solidarisé au stator de manière créer la cavité de ventilation 25. Le procédé 100 comprend une mise en circulation 102 d’un flux de refroidissement dans la cavité 25 de manière à refroidir l’anneau 23 pendant le fonctionnement de la turbomachine. Cela permet d’ajuster la dilatation thermique de l’anneau 23 en fonctionnement et d’optimiser le jeu entre le stator et le rotor qui doit être minimum en fonctionnement pour assurer une performance optimale. Comme expliqué précédemment, le jeu doit être minimum également pour éviter que le flux primaire ne passe au-dessus du sommet des léchettes 21. En revanche, lors de l’arrêt de la turbomachine, le flux d’air de refroidissement est arrêté. Le calculateur 50 pilote un organe permettant de la circulation du flux de refroidissement qui débouche dans la cavité de ventilation 25. Le procédé 100 comprend une étape de chauffage 103 de la cavité de ventilation 25 à une température prédéterminée lors de l’arrêt de la turbomachine. L’arrêt de la turbomachine implique une interruption automatique de la circulation du flux d’air de refroidissement. Le moteur ne tournant plus, celui-ci ne fournit plus d’air. Dans ce cas, ce qui est recherché est un jeu de maximum (contrairement au jeu minimum en fonctionnement) entre le rotor et le stator en chauffant la cavité de ventilation 25. Même en cas de rotation libre des aubes mobiles par le vent (Windmilling) alors que la turbomachine est arrêtée en vol ou bien au sol, le chauffage du stator et ici de l’anneau 23 permet d’éviter la rétraction du matériau du stator (carter 9 / anneau 23 et matériau abradable 24) et le blocage du rotor sur le matériau abradable 24. Un arrêt de la turbomachine en vol peut être dû à une panne d’injecteur, une extinction de la chambre de combustion, etc. Avantageusement, mais non limitativement, le chauffage de la cavité de ventilation 25 est automatique. Le calculateur 50 peut par exemple envoyer un ordre de commande au dispositif de chauffage dès l’arrêt de la turbomachine. Suivant un exemple de réalisation, un capteur de température peut être installé à proximité du dispositif d’étanchéité et envoyer des informations relatives à la température en fonction par exemple du régime de la turbomachine et éventuellement des autres capteurs de températures installés dans la turbomachine. L’ajout d’au moins un capteur dans la cavité de ventilation 25 permettrait d’obtenir une valeur exacte de la température du stator et/ou du rotor et optimiser la gestion de la température dans la cavité de ventilation 25. Module de turbomachine (1) pour un aéronef, d’axe longitudinal (X), comprenant un stator (5), un rotor (4) tournant par rapport au stator (5) autour de l’axe longitudinal (X), et un dispositif d’étanchéité (20) disposé entre le rotor (4) et le stator (5), le dispositif d’étanchéité (20) comprenant un anneau (23), équipé d’un matériau abradable (24), solidarisé au stator (5) de manière à créer une cavité de ventilation (25), et au moins une léchette (21), portée par une partie du rotor (4), coopérant avec le matériau abradable (24), c aractérisé en ce que le module de turbomachine comprend un dispositif de chauffage (30) configuré de manière à chauffer la cavité de ventilation (25) et le stator (5) lors de l’arrêt de la turbomachine en appliquant une température prédéterminée, le dispositif de chauffage (30) s’étendant dans la cavité de ventilation (25) et au moins en partie autour de l’anneau (23). Module de turbomachine selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de chauffage (30) est disposé à distance de l’anneau (23). Module de turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le dispositif de chauffage (30) comprend un élément chauffant (32), de préférence une résistance électrique, qui est logé dans un boîtier (31). Module de turbomachine selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le dispositif de chauffage (30) comprend plusieurs secteurs disposés autour de l’axe longitudinal (X). Module de turbomachine selon la revendication 3 ou la revendication 4 en combinaison avec la revendication 3, caractérisé en ce que le boîtier (31) est fixé au stator au moyen d’organes de fixation (36). Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de chauffage (30) est piloté par un calculateur (50) et est relié via au moins un câble d’alimentation (41) à au moins une source d’alimentation (43) laquelle est reliée au calculateur (50). Turbomachine (1) comprenant un module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes. Procédé (100) de fonctionnement d’un module de turbomachine comprenant un stator (5) et un rotor (4) tournant par rapport au stator autour de l’axe longitudinal (X), le procédé comprenant les étapes de : - mise en place (101) d’un dispositif d’étanchéité (20) comprenant un anneau (23), équipé d’un matériau abradable (24), solidarisé au stator de manière à créer une cavité de ventilation (25) et au moins une léchette (21), portée par une partie du rotor, coopérant le matériau abradable (24), - mise en circulation (102) d’un flux de refroidissement dans la cavité (25) de manière à refroidir l’anneau (23) pendant le fonctionnement de la turbomachine, et - chauffage (103) de la cavité de ventilation (25) à une température prédéterminée lors de l’arrêt de la turbomachine et de la circulation du flux de refroidissement.