Système anti incendie (30) pour une turbomachine (1), telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef, la turbomachine comprenant au moins une turbine (3) ayant un disque (5) de turbine et une cavité annulaire (16) qui est agencée en amont du disque (5), le disque (5) comprenant un alésage interne (7) et le système anti-incendie (30) comprenant un dispositif de refroidissement (14) destiné à alimenter la cavité (16) en air de refroidissement via des moyens d’injection (17), caractérisé en ce que le système anti-incendie (30) comprend des moyens configurés de manière à d’une part, scinder la cavité annulaire (16) en une première cavité (16a) et en une deuxième cavité (16b) et d’autre part, à maintenir une vitesse de l’air de refroidissement en sortie des moyens d’injection (17) et à guider l’air de refroidissement dans la première cavité (16a) vers l’alésage interne (7) du disque (5) de turbine. Système anti-incendie (30) selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de maintien de la vitesse comprennent un diffuseur (52) annulaire s’étendant entre un bord amont (54) et un bord aval (55) suivant un axe D et étant pourvu de canaux (56) qui sont formés dans l’épaisseur d’une paroi annulaire (53) du diffuseur (52), les canaux ayant chacun un profil évolutif et débouchant chacun, d’une part dans le bord amont (54) à travers une pluralité de lumières (58), et d’autre part dans le bord aval (55) dans une ouverture (59) annulaire, les lumières (58) étant disposées autour de l’axe D et étant en communication fluidique avec les moyens d’injection (17) du dispositif d’air de refroidissement (14). Système anti-incendie (30) selon la revendication 2, caractérisé en ce que le diffuseur (52) présente une longueur prédéterminée (L1) entre le bord amont (54) et le bord aval (55), le bord aval (55) étant destiné à être sensiblement affleurant avec une extrémité radialement inter (12) d’un flasque (’12) monté sur le disque (5) de turbine et avec un jeu prédéterminé (J). Système anti-incendie (30) selon l’une des revendications 2 à 3, caractérisé en ce qu’il est réalisé selon une loi géométrique définie par la formule suivante : avec α étant un angle prédéterminé mesuré entre une première droite (D1) passant par un sommet d’une lumière (58), parallèle à un axe principal (E) respectif des canaux (56), et une deuxième droite (D2) tangente à un flanc (57a, 57b) d’un canal (56), L étant la longueur prédéterminée (L1) du diffuseur (52) et LC étant la largeur circonférentielle de chaque lumière (58). Système anti-incendie (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend un capot (40) annulaire destiné à être monté sur un couvercle (31) de la turbomachine et à couvrir les premiers organes de fixation (27), le capot (40) comprenant une paroi de fond (41) annulaire destinée être fixée sur une portée annulaire (36) du couvercle (31). Système anti-incendie (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le capot (40) annulaire comprend une jupe annulaire (42) s’étendant depuis la paroi de fond (41) suivant un axe C du capot (40), la jupe annulaire (42) comprenant une portion tubulaire (45) et une portion tronconique (46) reliant la portion tubulaire à la paroi de fond (41) suivant l’axe C, le capot (40) comprenant un rayon de courbure (r1, r2) prédéterminé agencé d’une part, entre la portion tubulaire (45) et la portion tronconique (46) et d’autre part, entre la portion tronconique (46) et la paroi de fond (41). Système anti-incendie (30) selon l’une des revendications 5 et 6, caractérisé en ce que le capot (40) présente une bordure annulaire (44) disposée de manière adjacente à une extrémité aval d’une paroi radialement interne (53a) du diffuseur (52), le diffuseur (52) comprenant une paroi radialement externe (53b) ayant une bordure aval (55) qui s’étend radialement à l’extérieur du capot (40) et à distance du capot (40). Système anti-incendie (30) selon l’une quelconque des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que le disque (5) de turbine comprend un rebord annulaire (9) s’étendant circonférentiellement autour de l’axe longitudinal et axialement suivant l’axe longitudinal vers l’amont, et en ce que le système anti-incendie (30) comprend une portion d’une veine d’écoulement (V) d’air de refroidissement qui est délimitée au moins en partie par une surface radialement interne du rebord annulaire (9) et une surface radialement externe du capot (40). Système anti-incendie (30) selon la revendication 6 et 8, caractérisé en ce que le rapport entre le rayon de courbure (r1, r2) prédéterminé et la hauteur (Dh) de la veine d’écoulement (V) d’air de refroidissement est supérieur à 1. Turbomachine (1) en particulier d’un aéronef, ayant un axe longitudinal X et comprenant une turbine (3) reliée par un arbre fournissant une puissance mécanique, une cavité (16) annulaire agencée en amont d’un premier étage de la turbine (3), un dispositif de refroidissement (14) équipé des moyens d’injection (17), et un système anti-incendie (30) selon l’une quelconque des revendications précédentes, le système anti-incendie (30) étant agencé dans la cavité annulaire (16) et les moyens d’injection étant en communication fluidique avec les canaux (56) du système de refroidissement (14). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’elle comprend un support de palier (21) de guidage d’un arbre de la turbine (3) qui comprend une première bride radiale (22b), et un couvercle (31) muni d’une deuxième bride radiale (33) destinée à être fixée sur la première bride radiale (22b) par des premiers organes de fixation (27), les premiers organes de fixation étant répartis régulièrement autour de l’axe longitudinal X et le couvercle (31) comprenant une paroi annulaire (32) destinée à traverser l’alésage interne (7) du disque de turbine.