Brevet FR2502697A1 — publié le 19821001

La présente invention se rapporte à un dispo- sitif de correction de température et de synchronisation de vitesse de ventilateur pour un avion multimoteur. Ce dispositif de réglage effectue automatiquement la compen- sation pour le rendement du moteur, la détérioration et les effets des variations d'altitude, pendant les phases de montée et de croisière du vol. Le brevet US n0 3 368 346, de Warne, intitulé "Dispositif de commande de synchronisation pour installa- tions à plusieurs moteurs à turbine à gaz" décrit un pro- cédé de synchronisation de vitesse. Dans le dispositif dé- crit par Warne, la vitesse des moteurs est synchronisée par mesure et comparaison des pressions du compresseur des divers moteurs. Les instruments placés sur le moteur o est engendrée la pression la plus basse provoquent le dé- placement d'une soupape, afin d'augmenter l'admission de combustible à la chambre de combustion du moteur dont la charge est plus faible. Le brevet US no 3 854 287, de Rembold, intitulé "Dispositif de commande d'auto-équilibrage pour moteurs à turbo-ventilateur", décrit des moyens de commande d'un mo- teur à turbo-ventilateurs jumelés, afin de compenser les effets de variables telles que la détérioration en fonc- tion des heures de fonctionnement, l'augmentation d'alti- tude ou l'accroissement de la charge prélevée. La commande est réalisée au moyen d'une unité électronique de supervi- sion qui contrôle la température à l'entrée du moteur, la pression dans la chambre de combustion, la vitesse du ro- tor de ventilateur et la vitesse du rotor principal* Les divers dispositifs suivant l'art antérieur, utilisés à bord d'avions ayant au moins deux moteurs à turbine à gaz, concernent seulement la synchronisation de vitesse. Habituellement, la synchronisation de vitesse est effectuée par détection de la vitesse du ventilateur de chaque moteur et comparaison des valeurs mesurées. S'il existe une différence, un signal est engendré pour ré- gler la vitesse d'un moteur, afin d'éliminer cette diffé- rence. Pour effectuer cette opération, on désigne souvent un moteur comme moteur principal et le ou les autres com- me moteur(s) secondaire(s). Suivant la présente invention, on utilise un dispositif analogue de synchronisation de vitesse à bou- cle fermée,mais chaque moteur est muni d'un réglage d'ac- célérateur, c'est-à-dire d'admission de combustible, qui peut être actionné par un signal électronique. De plus, la température inter-turbines de chaque moteur est détec- tée et comparée à une température de fonctionnement pré- déterminée qui est généralement choisie en fonction de la caractéristique nominale du moteur. Lorsque la tempéra- ture d'un moteur s'écarte de la valeur prédéterminée, un signal est engendré afin de régler le levier de puissance sur la commande de combustible de ce moteur, pour mainte- nir la température désirée. La vitesse de l'autre moteur est alors synchronisée en conséquence. En fonctionnement, le pilote règle manuelle- ment l'admission pour obtenir la puissance nominale du moteur et c'est à ce point que la température est choisie et mise en mémoire. Le dispositif de correction de tempé- rature et de synchronisation de vitesse est ensuite bran- ché et, à partir de ce moment, la température fixée est maintenue pendant toute la phase de croisière du vol. La présente invention a pour objet un disposi- tif de correction de température et de synchronisation qui contrôle et fournit un réglage à boucle fermée des tempé- ratures de gaz mesurées au premier étage de la turbine de puissance de chaque moteur de l'avion, tout en maintenant en même temps la synchronisation des vitesses des ventila- teurs des moteurs. Les principes de l'invention seront décrits avec référence à un avion bimoteur. Toutefois, les avions comportant plus de deux moteurs peuvent être équipés Suivant les mêmes principes. Le dispositif de correction de température et de synchronisation est basé sur la transmission de signaux de vitesse de ventilateur et de température de turbine à une unité principale de commande du type électronique. Agissant à partir des informations des signaux d'entrée, l'unité de commande principale envoie des impulsions aux servomoteurs des leviers de puissance, afin de déplacer chaque levier de commande de combustible de chaque moteur d'une petite quantité, dans la direction voulue, pour cor- riger la vitesse et la température. Le dispositif a une autonomie limitée et le pilote peut intervenir prioritai- rement, à tout moment, par simple déplacement des manet- tes d'admission. Pour utiliser le dispositif, le pilote emploie une pluralité de commutateurs et d'instruments de mesure, comprenant s un commutateur de commande de cockpit à trois positions "arrêt", "consigne" et "engagement" t deux lampes de signalisation doubles qui indiquent au pilote si les moteurs vont trop vite ou trop lentement; un sélec- teur de température que le pilote place initialement à la valeur désirée de température de gaz de turbine, à utili- ser pendant le vol j et des instruments qui fournissent des lectures de la température de turbine pour chaque mo- teur (température de gaz mesurée). Pendant le décollage, le pilote maintient le d4s- positif de correction de température et de synchronisation en position hors service. Après le décollage, la puissance est diminuée, les réglages d'admission sont ramenés à la position croisière/montée et le commutateur de commande de cockpit est placé à la position "consigne". Dans le mode "consigne", le pilote agit manuellement sur les manettes d'admission, tout en observant à la fois les thermomètres et les lampes de signalisation doubles. Les températures de turbine sont contrôlées, de façon à ce que la température de gaz mesurée de chaque moteur soit égale ou inférieure à la valeur prédéterminée sur le sélecteur de températu- re. En deuxième lieu, le pilote réduit la vitesse du mo- teur le plus rapide, comme indiqué par les lampes de si- gnalisation doubles, pour amener les moteurs à l'intérieur de la plage de synchronisme. Lorsque ces opérations ont été effectuées, le pilote place le commutateur de commande de cockpit sur la position "engagement". Dans ce mode de fonctionnement, l'unité de com- mandeprincipale est mise en service. Le dispositif automa- tique établit automatiquement la dernière température dé- tectée de chaque moteur comme point de réglage à ne pas dépasser. D'autre part, les réglages des leviers de puis- sance sont corrigés par incréments, pour effectuer la syn- chronisation des vitesses des ventilateurs. L'unité de commande principale remplit cette fonc- tion au moyen d'un micro-ordinateur à 8 "bits" ayant 274i- gnes entrée/sortie, une mémoire de programme de 1024 mots, une mémoire vive d'informations 64 x 8, un oscillateur et un circuit d'horloge intégrés,un compteur d'événement à 8 "bits" et une unité centrale de traitement à 8 "bits". La sortie de l'unité de commande principale four- nit des signaux qui pilotent les servomoteurs des leviers de puissance. Un servomoteur de levier de puissance est relié en série entre le levier ou manette de réglage d'ad- mission du pilote et la vanne de réglage de combustible sur chaque moteur à turbine. Chaque servomoteur de levier de puissance est capable d'augmenter ou diminuer la posi- tion angulaire prédéterminée effective du levier de puis- sance de réglage de combustible d'une petite quantité, par exemple 6 degrés dans un sens ou dans l'autre. Pour des avions utilisant des dispositifs de réglage de combustible du-type à liaison mécanique, la correction des positions an- gulaires du levier de puissance peut être obtenue de façon pratique au moyen de cames actionnées par solénoldes. 250269T Suivant la présente invention, le pilote peut afficher une température désirée de montée ou de croisière et fixer le réglage d'admission, le dispositif maintenant ensuite la température constante ainsi que la synchronisa- tion des deux moteurs. Comme dans le cas du dispositif de synchronisation unique, la manette d'accélérateur conser- ve en permanence une priorité totale, que le dispositif de correction soit ou non en service. Les avantages de ce dispositif de commande pour avion à plusieurs moteurs, au moyen d'un dispositif de correction de température et de synchronisation, sont les suivants: 1. des tableaux ou dee(calculatrices ne sont pas nécessai- res pour le pilotage normal, après le décollage; 2. le niveau de poussée, par rapport au niveau maximal admissible, est évident d'un simple coup d'oeil (tem- pérature de gaz mesurée fixée, par rapport à la tem- pérature de gaz mesurée maximale); 3. les effets des changements d'extraction de puissance et de décharge d'air, par exemple lorsqu'on effectue une prise d'air de dégivrage, apparaissent sur le thermomètre et peuvent être compensés automatiquement par le dispositif de correction de température et de synchronisation. L'invention sera mieux comprise à la lumière de la description de sa forme de réalisation, non limitative, représentée sur les dessins annexés. Fig. 1 est un schéma, en partie sous forme de schéma de principe, d'un dispositif de commande pour moteur à turbine suivant l'invention. Fig. 2 est un schéma de l'unité de commande prin- cipale du dispositif de la figure 1 et Fig. 3 représente schématiquement le sous-ensem- ble de servomoteur du levier de puissance du dispositif de la figure 1. Le dispositif de correction de température et syn- 250269? chronisation, représenté sur la figure 1, est utilisé pour commander simultanément deux moteurs à turbine 50 et 52. Le moteur 50 est en général du type à contourne- ment et comporte un étage de ventilateur d'entrée 54 tour- nant dans un conduit annulaire 56. Le flux d'air entrant, accéléré par l'étage de ventilateur 54, se divise en deux parties. L'air primaire pénètre dans un passage 58, tan- dis que l'air secondaire s'écoule vers l'arrière, par le conduit annulaire de contournement 60, et sort à l'arrière du moteur sous forme d'un flux de gaz froid. Le flux d' air primaire dans le passage 58 est comprimé dans un éta- ge de compresseur 62 puis, après avoir traversé un diffu- seur, il pénètre dans une chambre de combustion 64 dans laquelle on introduit du combustible pour engendrer des produits de combustion chauds. Les gaz chauds sortant de la chambre de combustion 64 entratnent une première tur- bine à gaz 66. La puissance absorbée au premier généra- teur 66 à turbine sert à entrainer le compresseur du mo- teur. Le flux de gaz chaud s'écoulant vers l'arrière de la première turbine 66 entratne une turbine de puissance 68. Celle-ci est accouplée, par un arbre 70 et des en- grenages 72, à l'étage de ventilateur 54. La configura- tion du moteur 52 est identique à celle du moteur 50. Pour la mise en oeuvre de la présente invention, on ajoute deux détecteurs ou capteurs à chaque moteur à turbine 50 et 52. L'un des détecteurs compte le nombre de tours par minute (Ni) du ventilateur 54. Dans l'exemple de réalisation considéré, le capteur de vitesse 74 est un dispositif à tète de détection magnétique. Le deuxième capteur mesure la température des gaz à la première tur- bine de ventilateur (TT1). Il est représenté sous la forme d'un détecteur de température 76 qui peut être par exemple un thermocouple. Le moteur 52 est équipé d'instruments semblables. La vitesse (N2) de l'étage de ventilateur du moteur 52 est mesurée par un capteur de vitesse 78. La température des gaz (TT2) au premier étage de turbine de puissance est mesurée par/9'àtecteur de température 80. Les signaux électroniques représentant les vi- tesses des ventilateurs et les températures aux turbines de puissance des deux moteurs sont envoyés aux entrées d' un dispositif de commande principal 82. Les signaux sont engendrés par des transmetteurs de type connu, des ampli- ficateurs de traitement du signal étant ajoutés si néces- saire. L'unité de commande principale intervient sur l'ordre du pilote de l'avion. Avant le décollage, le pi- lote choisit la limite de température de fonctionnement maximale désirée pour les moteurs, sur un sélecteur de température 84. Celui-ci peut être par exemple un appareil étalonné. Ensuite, l'unité de commande principale 82 étant laissée dans liosition"arrêt", le pilote effectue le dé- collage de l'avion au moyen de la commande manuelle des manettes 86 et 88 d'accélération des moteurs. La vitesse de rotation du ventilateur du moteur et la température de gaz mesurée au premier étage de turbine de puissance ont été préalablement déterminées en fonction de la température ambiante, du poids de l'avion, de l'altitude du terrain et de la longueur de la piste. On peut utiliser un jeu de dia- grammes, ou bien l'information peut être stockée dans un ordinateur. Les principes utilisés visent à prolonger la durée de vie du moteur en n'utilisant pas une poussée de décollage supérieure à ce qui est nécessaire. Ce procédé est appelé "poussée modulée" ou "poussée contrôlée". La valeur de poussée maximale doit être obtenue avec une température d d 4rtériejure S t l de,/az mesurée! arvaier limite, ou ligne rouge. A la suite de la première réduction de puissance après le décollage, le pilote met en service le dispositif de correction de température et de synchronisation. Cette opération a deux effets. Premièrement, les vitesses N1 et N2 des ventilateurs sont synchronisées. Deuxièmement, la température deqaz mesurée des deux moteurs est contrôlée et réglée de façon à ne pas dépasser lavaleur prédéter- minée sur le sélecteur de température 84. L'unité de com- mande principale 82 effectue cette opération en associa- tion avec des servo-moteurs 90 et 92 de levier de puissan- ce. L'unité principale 82 envoie des signaux d'instruc- tion aux servomoteurs 90 et 92 des leviers de puissance, par l'intermédiaire de lignes PL1 et PL2 de signaux de correction, respectivement. Les servomoteurs des leviers de puissance, lorsqu'ils reçoivent un ordre par les signaux de correction, modifient d'une petite quantité les réglages d'angle du levier de puissance pour la commande de combusti- ble, prédéterminés par le pilote avec les manettes d'accé- lérateur 86 et 88 des moteurs. Ainsi, si TC1 est le niveau de puissance prédéterminé par la manette d'accélérateur 86, le signal 94 de commande de combustible, envoyé au moteur , est modifié par le servomoteur 90 de levier de puissan- ce suivant les instructions du signal de correction PL1, de façon à couvrir une plage TC1 -2 TC1. Dans l'exemple de réalisation considérée, A TC1 représente une variation de +60 à -60 de l'angle du levier de puissance, ce qui cor- respond à 10 % de la puissance. Le signal de correction PL2 fournit une entrée semblable, pour permettre au servomoteur 92 du levier de puissance de modifier le réglage TC2 du levier de puissance pour la commande de combustible, vers le haut ou vers le bas, d'une petite quantité. De cette façon, les deux mo- teurs sont maintenus en synchronisme de vitesse et, en mê- me temps, leurs températures de gaz mesurées sont mainte- nues au-dessous de la valeur prédéterminée sur le sélecteur de température 84. La façon dont l'unité de commande principale 82 et le servomoteur 90 de levier de puissance effectuent ces opérations est décrite ci-après, avec référence aux figures 2 et 3. La figure 2 est un schéma de l'unité principale 82 ainsi-que des dispositifs avec lesquels elle coopère. Un micro-ordinateur 100 constitue le coeur de l'unité de commande principale. Dans l'exemple considéré, le micro- ordinateur 100 est du type Intel 8748 à 8 'bits". Cet ap- pareil est une mémoire morte de programme, programmable et effaçable par l'utilisateur, conçue pour des prototy- pes et des systèmes de préproduction. L'appareil embro- chable de type Intel 8048, avec une mémoire morte à mas- que programmée en usine, conviendrait mieux pour une uti- lisation de production. Les repères 12 à 38, indiqués sur la figure 2, désignent les repères de broches du micro-or- dinateur (voir page 365 de Micro-computer D.A.T.A. Book, Edition 5, publié par Cordura Publications, Inc., Pine- brook, N.J. 07058. L'énergie motrice est envoyée à l'unité de com- mande principale 82 par l'intermédiaire d'une borne 98 qui est raccordée à un commutateur d'alimentation 102. Celui- ci comporte trois positions, à savoir une position "arrêt" désignée par le repère 0, uneosition "consigne" désignée par S, et une position "engagement" désignée par E. Un mo- dule logique 104 dirige les ordres "consigne* et "engage- ment" aux différents éléments à l'intérieur de la console de commande principale. Les doubles flèches qui relient le module logique 104 au micro-ordinateur 100 sont seulement destinées à symboliser le cheminement de ces ordres. Un train d'impulsions, représentant la vitesse de l'étage de ventilateur du moteur 50, est introduit à une borne 106. Un train d'impulsions,-représentant la vitesse de l'étage de ventilateur du moteur 52, entre à une borne 108. Une tension analogique, représentant la température du premier étage de turbine de puissance du moteur 50, entre à une borne 110. De même, une tension analogique, représentant la température du premier étage de turbine de puissance du moteur 52, entre à une borne 112. Les tensions analogiques entrant aux bornes 110 et 112 sont transformées en valeurs numériques dans des convertisseurs analogique-à-numérique 111 et 113 respectivement, avant l'entrée dans le micro- ordinateur 100. Des comparateurs 114 et 116 fournissent des entrées de fonction échelon au micro-ordinateur lors- que la température de l'un ou l'autre des moteurs 50 et 52 est égale à la valeur prédéterminée par le pilotq'sur le sélecteur de température 84. Leétat de vitesse des deux moteurs est présenté visuellement au pilote au moyen de quatre lampes indica- trices 118, 120, 122 et 124. Si la lampe de signalisation 118 est allumée de sorte qu'une flèche à pointe vers le haut soit éclairée, le pilote sait que le moteur 50 doit être accéléré. Si la lampe 120 est allumée, la vitesse du moteur 50 doit être diminuée. De même, si la lampe 122 est allumée, le moteur 52 doit être accéléré. Si la lampe 124 est allumée, le moteur 52 doit être ralenti. Dans l'e- xemple de réalisation considéré, le micro-ordinateur est programmé de façon à ce que les lampes de signalisation s' éteignent lorsque les vitesses des ventilateurs des moteurs concordent à 0,5% près. Il est entendu que les lampes de signalisation 118, 120, 122 et 124 comportent les disposi- tifs d'alimentation nécessaires en courant continu, de façon à ce que le signal de sortie à bas niveau du micro- ordinateur 100 soit capable d'allumer les lampes. Les servo-moteurs d'accélérateur 90 et 92 reçoi- vent des instructions dy&icro-ordinateur, par des lignes 21, 22, 23 et 24. Des signaux de réaction venant des ser- vomoteurs 90 et-92 sont envoyés sur des lignes 16 et 17, pour le servomoteur 90, et sur des lignes 12 et 13, pour le servomoteur 92. Le dispositif de correction de température et de synchronisation fonctionne comme suit. Après la phase initiale ascensionnelle du vol, lekilote place le commuta- teur de cockpit 102 à la position "consigne". Cette opéra- il tion permet à l'unité de commande principale 82 de contrb- ler la vitesse de ventilateur de chaque moteur et la tem- pérature de gaz mesurée effective résultant du réglage des leviers 86 et 88 de commande d'admission. Pendant cette phase, les servomoteurs 90 et 92 de levier de puis- sance sont amenés et maintenus dans leur position centra- le ou neutre. Simultanément, les lampes de signalisation de cockpit 118, 120, 122 et 124 indiquent au pilote si les vitesses des ventilateurs des deux moteurs sont ou non à l'intérieur de la plage d'intervention du dispositif de correction de température et de synchronisation. Lorsque le pilote a terminé le réglage des le- viers de commande d'admission, pour obtenir la valeur de gaz mesurée désirée qui est prédéterminée sur le sélecteur de température 84, et lorsqu'il a amené les vitesses des ventilateurs dans l1plage d'intervention de lasynchronisa- tion ( plus ou moins 0,5% dans l'exemple considéré), il place le commutateur 102 sur la position "engagement". Dans le mode "engagement", le dispositif de cor- rection de température et de synchronisation, sous la di- rection de l'unité de commande principale 82, établit les valeurs de température de gaz mesurée, détectées en der- nier, comme références et il déplace les servomoteurs des leviers de puissance 90 et 92 dans une direction ou dans l'autre, de façon à régler correctement chaque arbre de levier de puissance pour la commande de combustible. Cha- que fois que les vitesses N1 et N2 des ventilateurs ne sont pas en synchronisme aux températures de référence, le dis- positif diminue toujours le réglage de puissance du moteur qui tourne le plus vite, pour l'amener en concordance avec la vitesse de ventilateur du moteur qui tourne le moins vite, afin d'obtenir la synchronisation des vitesses des ventilateurs. Cela peut entraîner une diminution de la tem- pérature de ce moteur au-dessous de sa valeur de référence. Toutefois, en aucun cas la température de fonctionnement d'un moteur quelconque ne doit pouvoir dépasser, à l'in- térieur des limites d'intervention du dispositif de cor- rection de température et de synchronisation, la valeur de référence établie. La figure 3 illustre le fonctionnement du ser- vomoteur de levier de puissance, dans le cas d'un système mécanique de commande de combustible. Le levier ou manette 86 d'admission ou d'accélérateur, à la disposition du pi- lotep est relié par une transmission mécanique 126 au le- vier de puissance 128 de la vanne de réglage de combustible du moteur 50. En un point approprié le long de la transmis- sion 126, on prévoit une coupure dans laquelle les extra- mités de tiges de poussoir opposées sont maintenues, par un ressort 132, en butée contre une came 130 en forme de coin. On voit que le mouvement de la came 130 en forme de coin est perpendiculaire à la transmission 126. Ainsi, 1' enfoncement de la came 130 dans la transmission 126 a pour * effet d'augmenter la distance entre le levier d'accéléra- teur 86 et le levier de puissance 128 de la vanne dqré- 2D glage de combustible, tandis que le retrait de.la came 130 tend à raccourcir la transmission. La position de la came est commandée par un électroaimant ou solénolde 134. Lorsque le commutateur d'alimentation 102 (voir figure 2) est sur la position "consigne", le solénoïde de commande 134 est excité de façon à amener la came 130 en forme de coin dans une position telle que son axe (t) ou point neutre soit aligné avec les extrémités des poussoirs de la transmission mécanique 126. Lorsque la came 130 se trouve dans sa position neutrei le pilote peut alors inter- venir pour régler le levier d'accélérateur 86 afin d'ob- tenir les valeurs de consigne de température et de vitesse de ventilateur, indiquées sur un thermomètre 136 et un compte-tours, non représenté. Lorsque les valeurs de réfé- rence réglées manuellement ont été établies, le pilote tour- ne alors le commutateur 102 sur la position "engagement". L'unité de commande principale 82 entre alors en action. Sous les ordres de l'unité de commande principale, le solé- nolde de commande 134 se déplace vers l'avant ou vers 1' arrière, afin d'éloigner la came 130 en forme de coin de sa position neutre, d'une quantité juste suffisante pour régler les caractéristiques de vitesse et de température. Les quatre lignes de communication entre l'unité de commande principale 82 et le solénoïde 134 peuvent #tre mieux décrites avec référence à la figure 2. Les signaux sortant du micro-ordinateur 100 sur la ligne 21 indiquent au servomoteur 90 d'admission qu'il faut augmenter l'ad- mission de combustible au moteur 50. Les signaux émis sur la ligne 23 indiquent au servomoteur 90 qu'il faut dimi- nuer l'admission de combustible au moteur 50. Lorsque l'u- nité de commande principale 82 est en position "consigne", les signaux de réaction venant du servomoteur 90 de le- vier de puissance sur lesjignes 12 et 13 fournissent des informations concernant lAosition neutre de la came à coin 130 (voir la figure 3). Un signal de pas sur la ligne 12 signifie que la came a été déplacée suffisamment dans le sens de l'épaisseur croissante, tandis qu'un signal de pas sur la ligne 13 indique un mouvement suffisant dans le sens de l'épaisseur décroissante du coin. Le déplacement du servomoteur 92 de levier de puissance est exécuté d'une manière analogue. Les informa- tions envoyées par le micro-ordinateur 100 sur la ligne 22 indiquent au servomoteur 92 d'accélérateur qu'il faut augmenter l'admission de combustible du moteur 52. Les si- gnaux sur la ligne 24 signifient que le servomoteur 92 de levier de puissance-doit diminuer l'admission de combusti- ble du moteur 52. Les signaux de réaction sur les lignes 16 et 17 informent le micro-ordinateur de l'arrivée du servomoteur 92 en position neutre, à partir d'une situa- tion initiale d'un côté quelconque de l'axe, Il est enten- du que des dispositifs de traitement de signaux et/ou des dispositifs d'alimentation de lignes peuvent être nécessai- res pour obtenir des interfaces convenables entre le module de microordinateur et les modules de servomoteur de levier de puissance qui sont généralement fixés direc- tement sur les moteurs de l'avion. Lorsque la puissance des moteurs est réduite avant l'atterrissage de l'avion, les servomoteurs de le- vier de puissance reviennent automatiquement à la position neutre. Cela est important du point de vue de la sécurité. Par exemple, si le servomoteur d'un moteur était déplacé de la position neutre dans le sens d'une réduction de vi- tesse, il en résulterait un fonctionnement du moteur à une vitesse de rotation dangereusement basse pendant la descen- te le long de la trajectoire d'atterrissage. Le fait que les servomoteurs de puissance reviennent automatiquement à la position neutre chaque fois que le pilote réduit l'ad- mission aux moteurs permet d'assurer une commande positi- ve directe de l'avion pendant l'approche finale. Bien que la présente invention ait été décrite avec référenc ^ une forme préférée de réalisation, il est entendu que des modifications de détail peuvent tre appor- tées dans la forme et la construction du dispositif suivant l'invention, sans sortir du cadre de celle-ci. Par exemple, la mise en oeuvre du dispositif sur des moteurs munis d'un équipement électronique de commande de combustible néces- site seulement des modifications dans la façon dont les ser- vomoteurs de levier de puissance interviennent. Revendications 1. Appareil pour la correction des températures de fonctionnement et la synchronisation des vitesses de ven- tilateur des moteurs à turbine utilisés pour entrainer un avion multimoteur, chaque moteur (50,52) à turbine comportant une entrée d'air, des moyens de sortie d'un flux de gaz, un compresseur à basse pression ayant un étage dekentilateur (54), un compresseur (62) à haute pression entraîné par un premier étage de turbine (66), un deuxième étage de turbine (68) pour l'entraInement de 1' étage de ventilateur et une chambre de combustion (64) dans laquelle le combustible est introduit pour engendrer des gaz chauds d'entraînement des dites turbines, chaque chambre de combustion étant munie d'une vanne de réglage de combustible pour commander l'admission de combustible dans la chambre, l'admission de combustible à chaque mo- teur étant soumise au réglage d'un levier d'accéléra- teur (86) manoeuvré par le pilote, caractérisé en ce qu' il comprend s des moyens (74, 78) de mesure de la vitesse de ventilateur de chaque moteur et d'élaboration d'un pre- mier groupe de signaux électroniques représentatifs de ces mesures; des moyens (76, 80) sensibles à la température du flux de gaz au premier étage de turbine de chaque mo- teur, pour l'élaboration d'un deuxième groupe de signaux électroniques représentatifs de cette mesure; des moyens (84) de détermination d'un troisième signal électronique indicatif d'une température de premier étage de turbine de puissance à ne pas dépasser; des servomoteurs (90,92) de levier de puissance, reliés en série entre le levier d'ac- célérateur (86,88) du pilote et la vanne de réglage de com- bustible de chaque moteur à turbine, ces servomoteurs de levier de puissance étant capables d'augmenter et diminuer la valeur prédéterminée du levier de puissance d'une quan- tité suffisante pour maintenir la synchronisation de vites- se et le réglage de température du moteur associé, pendant la phase de croisière du vol de l'avion; et une unité de commande principale (82) qui envoie des impulsions aux servomoteurs (90,92) des leviers de puissance, pour corri- ger l'admission de combustible à chaque turbine en réponse aux signaux électroniques représentatifs de la vitesse de ventilateur du moteur, de la température de gaz mesurée à chaque premier étage de turbine de puissance et de la tem- pérature programmée du premier étage de turbine de puis- sance à ne pas dépasser. 2. Appareil suivant la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de mesure de la vitesse de ventilateur de chaque moteur comprennent une tête de détection magnéti- que. 3. Appareil suivant la revendication 1 ou 2, caracté- risé en ce que les moyens sensibles à la température du flux de gaz au premier étage de turbine de chaque moteur compren- nent un capteur à thermocouple et un convertisseur analogi- que-à-numérique. 4. Appareil suivant l'une quelconque des revendica- tions 1 à 3, caractérisé en ce que les servomoteurs de levier de puissance comprennent des cames (130) entraînées par solénoïde (134). 5. Appareil suivant l'une quelconque des revendica- tions précédentes, caractérisé en ce que les servomoteurs de levier de puissance peuvent corriger la position prédé- terminée d'un levier de puissance, d'une quantité qui peut atteindre 6 degrés. 6. Appareil suivant l'une quelconque des revendica- tions précédentes, caractérisé en ce qu'il permet la correc- tion de température et la synchronisation de vitesse pour un avion comportant deux moteurs à turbo-ventilateur. 7. Appareil suivant l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les servomoteurs de le- vier de puissance reviennent à leur position neutre chaque fois que les leviers d'accélérateur du pilote sont ramenés en arrière en préparation à l'atterrissage.