Brevet FR2526487A1 — publié le 19831110

L'invention concerne un système de commande d'un moteur d'avion à turbine à gaz et plus particulière- ment un système de commande des aubes de stator à angle variable d'un compresseur. Les avions propulsés par des moteurs à turbine à gaz sont conçus pour fonctionner sous différents modes tels que le décollage, la montée, le régime croisière et la descente Chacun de ces modes de fonctionnement demande une puissance de poussée différente du moteur à turbine à gaz ce qui a pour résultat plusieurs conditions de fonctionnement du moteur En conséquence, le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir la poussée appro- priée nécessaire à chaque mode de fonctionnement de l'avion tout en ayant un bon rendement. On réalise classiquement un système de commande du moteur pour commander de manière convenable le fonc- tionnement du moteur à turbine à gaz Le système de com- mande du moteur peut comporter un ou plusieurs programmes prédéterminés qui prennent en compte et équilibrent un grand nombre de conditions de fonctionnement concurrentes du moteur pour régler les performances du moteur en consi- dérant les modes anticipés de fonctionnement de l'avion propulsé par un tel moteur. Par exemple un objectif classique, dans la con- ception d'un moteur d'avion à turbine à gaz à performan- ces élevées est d'accroître les performances du compres- seur axial Un procédé pour atteindre ce but est de réa- liser un compresseur avec des aubes de stator à angle variable, ou plus simplement des aubes variables de sta- tor (AVS) Pendant le fonctionnement du moteur, le sys- tème de commande du moteur règle l'orientation angulaire, ou pas, des AVS selon un programme prédéterminé ou fixe de position d'AVS et en réponse à une position de la manette de sélection de poussée de l'avion. Le programme de position d'AVS fournit au système de commande du moteur un signal représentant une position d'AVS souhaitée en fonction de la poussée deman- dée telle que représentée par un paramètre de fonctionne- ment du moteur tel que la vitesse corrigée du moteur. Pour chaque valeur de la vitesse corrigée du moteur, le programme de position d'AVS fournit un signal de posi- tion d'AVS correspondant au système de commande pour placer les AVS. Il est généralement souhaitable de régler le pas des AVS pendant les périodes d'accélération et d'augmen- tation de la puissance de poussée du moteur pour diminuer les probabilités d'un décrochage du compresseur On accroit normalement la puissance de poussée du moteur en augmentant la quantité de carburant fournie au système de combustion du moteur à turbine à gaz Par conséquent, le débit de carburant plus élevé requis se traduit par une augmentation de la pression du brûleur de combustion, ce qui, en retour, diminue le débit d'air à l'arrière du compresseur et peut avoir pour résultat le décrochage du compresseur de telle sorte que l'écoulement d'air sur les AVS devient turbulent ce qui a pour résultat une dimi- nution du débit d'air, une réduction du rapport de com- pression et une diminution du rendement En conséquence, on prédétermine le programme de position d'AVS pour augmenter les performances du compresseur et réduire la probabilité d'un décrochage du compresseur. Les systèmes de commande de moteur de l'art antérieur fonctionnent classiquement suivant la position de la manette de sélection de poussée de l'avion et des conditions de fonctionnement du moteur selon des program- mes prédéterminés Puisqu'on utilise des programmes pré- déterminés, ces systèmes de commande ne répondent pas directement aux modes de fonctionnement de l'avion et, par conséquent, ils sont naturellement limités dans leurs capacités d'optimisation des performances du moteur. Par exemple, on conçoit le programme de position d'AVS en prenant en compte des valeurs anticipées des paramètres de fonctionnement du moteur tels que, par exemple, la vitesse de la soufflante et du générateur de gaz, la température des gaz à l'entrée et à l'éjection de la turbine, le décrochage du compresseur et la poussée pour obtenir la poussée de sortie nécessaire du moteur tout en optimisant ses performances. Le programme de position d'AVS est basé, classi- quement, sur des données empiriques obtenues en essayant de nombreux moteurs dans une gamme complète de conditions de fonctionnement lors des différents modes de fonctionne- ment anticipés de l'avion, allant du décollage à l'atter- rissage On choisit le programme de position d'AVS finale- ment déterminé de manière à obtenir des performances accrues du compresseur et, classiquement, il est propor- tionnel à la vitesse corrigée du moteur Cependant, puis- que les différents modes de fonctionnement anticipés de l'avion nécessitent différentes performances du compres- seur et puisque ces modes de fonctionnement de l'avion ont des zones de recouvrement lorsqu'on considère la vitesse corrigée du moteur, le programme de position d'AVS repré- sente généralement un programme de compromis Le programme de compromis est un programme moyen pour réaliser des per- formances améliorées du compresseur dans toutes les combi- naisons de modes de fonctionnement de l'avion et de vitesses corrigées du moteur. Par exemple, le décollage demande généralement les performances les plus importantes du compresseur et du moteur et, par conséquent, on choisit le programme de position d'AVS pour réduire la probabilité d'un décro- chage du compresseur pendant le décollage. Cependant, on a remarqué que le décrochage du compresseur a plus de chance d'avoir lieu, s'il doit avoir lieu, pendant que l'avion monte et entre environ 1525 m et 4575 m d'altitude au-dessus du terrain de décollage Puisque le programme d'AVS est fixé, il serait souhaitable d'avoir des moyens indépendants pour réduire la probabilité d'un décrochage pendant la montée de l'avion en introduisant une contrainte dans le programme de position d'AVS Ces moyens doivent être reliés plus directement aux modes de fonctionnement de-l'avion, comme par exemple à l'altitude de l'avion Cependant, il est aussi recommandé que l'introduction de la contrainte ait lieu pendant la montée de l'avion et n'ait pas lieu pen- dant le décollage durant lequel toute introduction de contrainte pourrait se traduire par un rendement réduit du moteur. En conséquence, la présente invention a pour buts de: réaliser un nouveau système amélioré de com- mande d'aube de stator à angle variable pour un moteur d'avion à turbine à gaz; fournir un nouveau procédé amélioré de com- mande d'un moteur d'avion à turbine à gaz; réaliser un système de commande comportant un moyen de contrainte pour introduire une contrainte dans un programme d'AVS prédéterminé pour diminuer la probabilité de décrochage du compresseur; réaliser un système de commande dans lequel on introduit la contrainte en réponse à des modes de fonction- nement de l'avion; réaliser un système de commande dans lequel on introduit la contrainte au choix et indépendamment de tout programme préexistant du système de commande; réaliser un système de commande dans lequel on contraint les aubes de stator à angle variable à se placer en position plus fermée pour augmenter le rendement du moteur; réaliser un système de commande dans lequel n'importe quelle panne dans le moyen de contrainte n'af- fecte aucun des programmes préexistants du système de commande. En bref, l'invention comprend un procédé et un appareil comportant un système de commande en boucle fer- mée pour mettre en position des aubes de stator à angle variable dans un moteur à turbine à gaz pouvant propulser un avion Le système de commande comprend un moyen de con- trainte pour obtenir et maintenir une grandeur supplémen- taire de placement des aubes à partir d'une position déterminée par un programme Dans une réalisation les moyens de contrainte ne sont effectifs qu'après un décol- lage de l'avion et pendant qu'un paramètre de fonctionne- ment du moteur est à l'intérieur d'un intervalle prédéter- miné. La description qui va suivre se réfère aux figu- res annexées qui représentent, respectivement: figure 1, une vue en partie en coupe, en partie schématique d'un système de commande de position d'aubes de stator à angle variable d'un moteur à turbine à gaz monté sur un avion, selon la présente invention; figure 2, un graphique d'un programme de posi- tion d'une aube de stator à angle variable utilisé dans le système de commandé de la figure 1; figure 3, un diagramme en coupe et schémati- que d'une réalisation du système de commande de la figure 1 sous la forme d'un système d'un système de commande en boucle fermée mécanique; figure 4, une vue en coupe d'une réalisation des moyens d'introduction de contrainte dans le système de commande de la figure 3. On a représenté figure 1, un moteur à turbine à gaz classique 10 fixé de manière appropriée à une aile 12 d'un avion Le moteur 10 comporte un compresseur 14 à son extrémité avant ayant plusieurs étages comprenant une série de rangées 16 d'aubes de stator à angle variable. Chacune des rangées d'aubes 16 comprend une série d'aubes variables de stator (AVS) 18 s'étendant radialement et réparties sur la circonférence Chaque AVS 18 est montée de manière appropriée dans le compresseur 14 et comporte une partie la plus radialement vers l'exté- rieur qui s'étend à travers un carter de stator 20 et a un levier de position 22 fixé sur elle Le levier de posi- tion 22 est relié par pivot à une extrémité d'un élément annulaire de synchronisation et de mise en position 24 qui est relié par pivot, de manière appropriée, à une section intermédiaire d'un levier d'AVS 26. i Le levier d'AVS 26 comporte en outre une extré- mité proche 26 a, reliée par pivot à une structure fixe du moteur 10 et une extrémité éloignée 26 b dont le déplacement fait tourner l'élément de mise en position 24, les leviers de position 22 et les AVS 18. On a aussi représenté figure 1, un système de commande 28 en boucle fermée pour commander et effectuer la mise en position des AVS 18 selon une réalisation de la présente invention Le système de commande 28 comporte un moyen de commande d'AVS 30 qui fournit une indication d'ordre A L'indication A est proportionnelle à la valeur d'un paramètre de fonctionnement du moteur ou indication B provenant d'une commande principale 32 du moteur qui ne fait pas partie de la présente invention. La commande principale du moteur 32 commande plusieurs fonctions du moteur à turbine à gaz 10 et il suffit de savoir dans le cadre de la présente invention que lorsqu'un levier de sélection de poussée dans l'avion est en position, la commande principale 32 fournit une valeur du paramètre de fonctionnement du moteur B choisi selon la performance souhaitée du moteur nécessaire à n'importe quel mode de fonctionnement de l'avion Le brevet des E U A N O 2 931 168 décrit un exemple classique de système de commande de moteur comportant un moyen de commande d'AVS. Le moyen de commande d'AVS 30 comprend un pro- gramme de position d'AVS représenté figure 2 Pour une indication B donnée du moteur, telle que par exemple, la vitesse corrigée du générateur de gaz, on engendre une valeur d'indication d'ordre A, telle que la position d'AVS On définit la vitesse corrigée du générateur de gaz moteur par N 2 VTIC/288,30 K; ou N 2 est la vitesse réelle du générateur de gaz et TIC la température d'entrée du compresseur qui est égale à la température ambiante plus l'élévation de température de la soufflante ( O K) La vitesse corrigée du moteur varie classiquement d'un mini- mum, valeur de roulement, d'environ 5500 t/min à un maximum d'environ 10000 t/min. On définit la position d'AVS comme l'orientation angulaire, ou pas des AVS 18 par rapport à un axe longi- tudinal du moteur La position AVS peut varier en valeur, par exemple d'environ -5 à la vitesse maximum du moteur à environ 400 à la vitesse de roulement du moteur Le pas -5 , ou position relativement ouverte, appelée ci-après ouverte, indique que les AVS 18 sont orientées de manière à permettre un écoulement d'air plus important sur elles. Le pas 40 , en position relativement fermée, appelée ci-après fermée, indique que les AVS 18 sont placées de manière à permettre sur elles un écoulement d'air réduit On remarquera figure 2 que la valeur programmée de la posi- tion d'AVS est proportionnelle à la vitesse corrigée du moteur et varie d'une position fermée au roulement à une position ouverte à la vitesse maximum du moteur. On a déterminé les deux zones possibles d'un décrochage de compresseur et on les a indiquées figure 2: une première zone apparaissant pour une vitesse intermé- diaire du moteur avec les AVS 18 proches de la position fermée et une deuxième zone apparaissant pour des vitesses élevées du moteur quand les AVS 18 sont proches de la posi- tion ouverte La zone entre la courbe de valeur de la position d'AVS programmée et les zones de décrochage est appelée marge de protection de décrochage. On prédétermine la valeur programmée de la posi- tion d'AVS sur la base de-considérations telles que les paramètres de fonctionnement du moteur comme décrit ci- dessus ainsi que d'autres Le programme de position d'AVS peut prendre aussi en compte ces facteurs pour obtenir une bonne consommation spécifique de carburant du moteur et réaliser une marge de protection de décrochage d'aube de stator pour diminuer la possibilité d'un décrochage non souhaité du compresseur. Selon la présente invention, on a déterminé que l'on peut réaliser une augmentation significative de la marge de protection de décrochage et une amélioration de la consommation spécifiq^ue de carburant en introduisant une valeur de contrainte de position d'AVS en plus de la valeur programmée de position d'AVS représentée figure 2. Plus particulièrement, en contraignant les AVS 18 à être en position plus fermée, par exemple pendant la montée de l'avion, on réalise une amélioration du rendement du com- presseur et du moteur. Dans une réalisation de l'invention, on intro- duit la valeur de contrainte (représentée par la ligne en traits discontinus figure 2) lorsque la vitesse corrigée du moteur est à l'intérieur d'un intervalle prédéterminé entre une valeur intermédiaire et une valeur maximum correspondant à la deuxième zone de décrochage Cependant, puisque la vitesse corrigée du moteur comporte, classique- ment, des zones de recouvrement de montée, croisière et décollage comme représenté figure 2, une considération supplémentaire est nécessaire pour empêcher l'introduction d'une contrainte quelconque pendant le décollage de l'avion tout en permettant une contrainte sur la totalité de l'intervalle prédéterminé de vitesse du moteur seulement après que l'avion a quitté le mode de fonctionnement en décollage Ceci est souhaitable puisque le mode de décol- lage de l'avion demande des caractéristiques de rendement de décollage du moteur lesquelles ont été incorporées dans le programme original d'AVS et pourraient être affec- tees de manière défavorable par l'introduction d'une con- trainte de position d'AVS pendant le décollage. Cependant, une fois que l'avion a quitté le mode de décollage et lorsque la vitesse est à l'intérieur de l'intervalle prédéterminé, l'introduction de la contrainte de position d'AVS se traduit par une amélioration du rende- ment du moteur En conséquence, on réalise des moyens de contrainte 34, comme représenté figure 1, pour fournir une indication de contrainte C ayant une valeur correspondant à une fermeture supplémentaire des AVS d'environ 2 à 4 comme représenté figure 2. Dans une réalisation, l'indication C ne permet la fermeture supplémentaire des AVS 18 que seulement après le décollage de l'avion et lorsque la vitesse corrigée du moteur est à l'intérieur de l'intervalle prédéterminé. Dans ce cas, une entrée du moyen de contrainte 34 est une indication B provenant du moteur et une autre entrée est une indication D en réponse aux modes de fonctionnement de l'avion. Le système de commande 28 comporte en outre des moyens de réaction 36 pour fournir une indication de réac- tion E représentant la position réelle des AVS 18 On réalise aussi un moyen de comparaison pour fournir une indication d'erreur F en réponse aux indications d'ordre A, de contrainte C et de réaction E Par exemple, l'indica- tion F est égale à la soimme des indications A et C moins l'indication E On réalise un servomoteur 40 ayant un élément de sortie mobile relié de manière appropriée à l'extrémité éloignée 26 b du levier d'AVS 26 pour placer les AVS 18 en réponse à l'indication d'erreur F. Les détails de fonctionnement des systèmes de commande asservis négativement en boucle fermée sont bien connus de l'homme de l'art et une description plus poussée ne semble pas nécessaire pour la compréhension de la pré- sente invention Dans l'invention, on réalise un moyen de contrainte 34 combiné avec le système de commande en bou- cle fermée 28 pour obtenir un système de commande amélioré pour mettre en position les AVS 18 Le système de commande en boucle fermée 28 tel que représenté figure 1 peut être constitué, par exemple, d'un système électrique hydrauli- que, électromécanique ou essentiellement mécanique En outre, les indications A à F peuvent être des signaux qui peuvent être, par exemple, électriques, hydrauliques, mécaniques ou n'importe quelle combinaison de ces signaux. On a représenté figure 3, un système de commande en boucle fermée essentiellement mécanique selon une réalisation de l'invention. En liaison avec la figure 3, on relie la commande principale 32 du moteur (partiellement représenté), de manière appropriée, au moyen de commande des AVS 30 Le moyen de commande 30 d'AVS est constitué par une came que l'on peut translater longitudinalement, ayant un profil de came 44 qui permet de fournir l'indication d'ordre A d'après la valeur programmée d'AVS comme représenté figure 2 et en réponse à l'indication B du moteur Plus particulièrement, l'indication d'ordre A est déterminée par la position d'un galet suiveur 46 sur le profil de came 44. Le galet suiveur 46 fait partie du moyen de comparaison 38 et peut être constitué par un élément allongé qui a une première extrémité pour suivre le profil de came 44 et une deuxième extrémité qui est montée en coulissement, par exemple, dans le servomoteur 40 Le moyen de comparaison 38 comporte en outre un élément transversal allongé 48 relié en pivotement à une première extrémité d'un élément de commande allongé 50 du servomo- teur 40 L'élément de commande 50 est de préférence orienté perpendiculairement à l'élément transversal 48. On détermine l'indication d'erreur F par la position de la première extrémité 48 a de l'élément trans- versal 48 et on engendre cette indication par la combinai- son de la rotation de l'élément transversal 48 et de la translation du galet suiveur 46 fixé sur lui Une deuxième extrémité de l'élément de commande 50 est fixée dans le servomoteur 40 à un ressort de rappel 52 Le ressort 52 exerce une force sur l'élément de commande 50 pour permet- tre et faciliter la mise en position de l'élément de com- mande 50 entre ses limites de déplacement. On a représenté figure 1, un exemple approprié de servomoteur dans lequel la deuxième extrémité de l'élé- ment 50 comporte des vannes 54 appropriées, quatre par exemple, qui règlent le passage d'un fluide haute pression, fourni de manière convenable au servomoteur Le fluide haute pression sert à déplacer l'élément extérieur 42 du servomoteur 40 dans l'une ou l'autre de deux directions opposées et fournit une force suffisante pour manoeuvrer le levier d'AVS 26 pour mettre en position les AVS 18 en réponse au moyen de commande 30. On peut utiliser d'autres réalisations appro- priées de servomoteurs 40, connues de l'homme de l'art, qui comportent un élément de commande d'entrée 50, un élément de sortie 42 et un ressort de rappel 52. On relie, de manière appropriée, à proximité de l'extrémité éloignée 26 b du levier d'AVS 26 une première extrémité 56 a d'une première tringlerie 56 du dispositif de réaction qui s'étend dans une direction parallèle à l'élément de sortie 42 On relie, de manière appropriée une deuxième extrémité opposée 56 b de cette première tringlerie 56 à une première extrémité 58 a d'un levier 58 du dispositif de réaction monté sur une partie intermé- diaire sur un pivot 60 que l'on peut translater. On relie à une deuxième extrémité opposée 58 b du levier 58 une première extrémité 62 a d'une deuxième tringlerie 62 du dispositif de réaction Une deuxième extrémité opposée 62 b de la deuxième tringlerie 62 est fixée de manière appropriée à une deuxième extrémité opposée 48 b de l'élément transversal 48 Les tringleries 56 et 62 du dispositif de réaction peuvent comprendre n'importe quel tige, câble, logement, ou toute autre structure capable de transmettre des forces de tension et de compression pour faire tourner le levier 58 du disposi- tif de réaction et l'élément transversal 48. La première tringlerie 56, le levier 58, le pivot 60 et la deuxième tringlerie 62 constituent le dis- positif de réaction 36 tel que représenté figure 1. La rotation du levier d'AVS 26 provoque la translation de la première tringlerie 56, la rotation du levier 58 autour du pivot 60 et la translation de la deuxième extrémité 62 de la deuxième tringlerie 62 La translation de la deuxième tringlerie 62 représente l'indication de réaction E telle que représentée figure 1. En fonctionnement, la commande principale du moteur provoque la translation longitudinale prédétermi- née du profil de came 44 Le galet suiveur 46 translate transversalement en réponse à la position du profil de came 44 Puisque la deuxième extrémité 48 b de l'élément transversal 48 est effectivement maintenue par le dispo- sitif de réaction 36 du fait des forces relativement importantes nécessaires pour faire tourner le levier d'AVS 26, la translation du galet suiveur 46 provoque la rotation de l'élément transversal 48 fixé sur lui autour de sa deuxième extrémité 48 b L'élément transver- sal 48 tourne donc dans une première direction et provo- que la translation de l'élément de commande 50 du servomoteur 40 ouvrant ainsi des passages appropriés pour fournir du fluide haute pression au servomoteur 40 pour déplacer l'élément de sortie 42. Le déplacement de l'élément de sortie 42 fait tourner le levier d'AVS 26 autour de son extrémité proche 26 a ce qui provoque la rotation de l'élément de synchroni- sation 24, des leviers 22 et en conséquence des AVS 18. La rotation du levier d'AVS 26 provoque la rotation de l'élément transversal 48 du moyen de comparaison 38 dans une deuxième direction, opposée à la première, terminant ainsi le circuit de réaction de la boucle fermée du système de commande 28. La description ci-dessus représente le système de commande en boucle fermée de base pour manoeuvrer les AVS 18 On peut réaliser l'introduction d'une indication de contrainte C (figure 1) selon la présente invention par différents moyens Un moyen recommandé d'introduction d'une indication de contrainte C dans le système de com- mande 28 est constitué par la translation longitudinale du pivot 60 fixé au levier du dispositif de réaction 58. Plus spécifiquement, comme représenté par la double flèche de la figure 3, la translation longitudi- nale du pivot 60 dans une direction parallèle aux première et deuxième tringleries 56 et 62 du dispositif de réaction, respectivement, provoque une rotation supplémentaire de l'élément transversal 48 du moyen de comparaison 38 et produit ainsi une indication de contrainte C On choisit l'agencement particulier et la structure des éléments du dispositif de réaction 36 de sorte qu'il faut moins de force pour faire tourner l'élément transversal 48 que pour faire tourner le levier d'AVS 26 En conséquence, quand on provoque la translation longitudinale du pivot , la première extrémité 58 a du levier 58 fixé à la première tringlerie 56 reste pratiquement sur une position dans l'espace La deuxième extrémité 58 b du levier 58 tournera autour de la première extrémité 58 a en réponse à la translation du pivot 60 et fera tourner l'élément transversal 48 au moyen de la deuxième tringlerie 62. Pour régler la position du pivot 60, le moyen de contrainte 34 peut comporter un moyen de manoeuvre 64 relié de manière appropriée au pivot 60 Le moyen de manoeuvre 64, lorsqu'on lui fournit une énergie appropriée à partir d'une source d'énergie 66 après avoir manoeuvré un interrupteur 68 qui lui est raccordé de manière appro- priée, peut déplacer le pivot 60 vers une position prédé- terminée. Le moyen de contrainte 64 peut être réalisé de plusieurs façons Une réalisation recommandée est repré- sentée figure 4 pour être utilisée dans le système de com- mande représenté figure 3 Plus particulièrement on monte le pivot 60 fixé au levier 58 sur un moyen de sortie 65 du moyen de manoeuvre 64 de sorte que l'on peut translater le pivot dans une direction longitudinale. Le moyen de sortie 65 comporte un levier 70 allongé de remise en position monté sur pivot dans une partie intermédiaire d'un bottier 69 du moyen de contrainte 34 Le levier de remise en position 70 est orienté de pré- férence perpendiculairement au pivot 60 et comporte une première extrémité 70 a ayant une partie rainurée dans laquelle coulisse une languette délimitée par l'extrémité terminale du pivot 60 Une deuxième extrémité, opposée b du levier de remise en position 70 a un premier côté poussé par un ressort de compression contre un premier arrêt 72 fixé de manière convenable au bottier 69. On place le ressort 74 entre le boîtier 69 et un deuxième côté opposé de la deuxième extrémité 70 b du levier de remise en position 70 Faisant face au deuxième côté du levier 70 et placé en opposition au premier arrêt 72, on trouve un deuxième arrêt réglable 76 espacé de manière prédéterminée du levier. Il est évident qu'en fonctionnement, lorsque la deuxième extrémité 70 b du levier de remise en position 70 se déplace du premier arrêt 72 en s'opposant à la force de compression du ressort 74 vers le deuxième arrêt 76, le levier de remise en position 70 tourne autour de la partie intermédiaire et provoque ainsi la translation longitudi- nale du pivot 60 vers le bas au moyen de la première extré- mité 70 a du levier 70 comme onpeut le voir figure 4. On peut régler les premier et deuxième arrêts 72 et 76 de sorte que lorsque le levier 70 est, dans une première position initiale, poussé contre le premier arrêt 72 (comme représenté) aucune contrainte n'est intro- duite dans le système de commande Lorsque le levier de remise en position 70 est, dans une deuxième position, poussé contre le deuxième arrêt 76, on introduit une contrainte maximum réglable prédéterminée dans le système de commande. En liaison avec la figure 4, le moyen de manoeu- vre 64 peut comporter un temporisateur hydraulique compor- tant un bottier cylindrique 80 ayant une chambre de tempo- risation à une extrémité limitée sur un côté par un piston ou diaphragme 84 Le piston 84 comporte un élément de sortie d'un seul tenant ou tige 86 s'étendant vers l'exté- rieur à partir du et à travers le bottier 80 La tige de sortie 86 comporte une extrémité éloignée 86 a espacée de et orientée perpendiculairement au premier côté de la deuxième extrémité 70 b du levier de remise en position 70 et placée en face du ressort de compression 74 On place un ressort de rappel 88 coaxialement autour de la tige de sortie 86 et contre une surface inférieure du bottier et une surface intérieure du piston 84 Le ressort de * rappel 88 renvoie la tige 86 et le piston 84 à une pre- mière position initiale comme représenté On remarquera que le levier 70 et la tige 86 constituent, ensemble, une réalisation du dispositif de sortie du moyen de manoeuvre 64 qui sert à translater le pivot 60 On peut aussi utiliser d'autres réalisations appropriées. Le temporisateur hydraulique 78 comporte aussi un orifice 92 relié à un retour basse pression PL pour évacuer tout fluide se trouvant dans le bottier 80 et derrière le piston 84. On fournit de manière appropriée le fluide haute pression PH à la chambre de temporisation 82 par un pre- mier orifice 90 Ce fluide P est fourni à partir de la source d'énergie 66 (comme représenté figure 3) qui peut être constituée, par exemple, par l'air d'un étage inter- médiaire d'un compresseur haute pression ou du carburant comprimé. On relie la chambre de temporisation 82 au commu- tateur 68 (figure 3 Y qui, dans un premier état, permet au fluide PH de s'écouler dans le temporisateur hydraulique 78 pour étendre la tige 86 pour déplacer le pivot 60 vers la position prédéterminée Le commutateur 68, dans un deuxième état, évacue le fluide PH dans le temporisateur hydraulique 78 et permet au ressort de rappel 88 de ren- voyer la tige 86 à la position initiale pour enlever l'indication de contrainte C. Dans une réalisation recommandée le commutateur 68 est constitué par une première vanne 94 et une deuxième vanne 98 On relie la première vanne 94 à la chambre de temporisation par une conduite de fluide 96 On relie aussi la première vanne 94 à PL parune conduite de fluide 102 comportant un deuxième orifice 104 La deuxième vanne 98 est reliée à une partie intermédiaire de la conduite de fluide 96 La deuxième vanne 98 peut être constituée par une électrovanne fonctionnant électriquement Dans le deuxième état, les première et deuxième vannes 94 et 98 sont normalement en position ouverte pour évacuer n'im- porte quel écoulement de fluide dans la conduite hydrau- lique 96 vers PL. La première vanne 94 comporte un levier de manoeuvre 100 relié de manière appropriée à la première extrémité 58 a du levier 58 du dispositif de réaction par une tige 101 Ainsi on a relié la première vanne 94 par la tige 101 et elle est sensible à la vitesse corrigée du moteur telle qu'indiquée par la position du levier 58. Le levier 100 a'un trajet prédéterminé tel que la pre- mière vanne 94 est fermée après une rotation prédétermi- née du levier 58 et pendant l'intervalle prédéterminé de la vitesse corrigée du moteur On obtient ceci parce que la vitesse corrigée du moteur est proportionnelle à la position d'AVS comme on peut le remarquer figure 2 En conséquence, la première vanne 94 est simplement une vanne marche-arrêt ou commutateur qui permet au moyen de con- trainte 34 de fonctionner seulement pendant l'intervalle prédéterminé de la vitesse corrigée du moteur. On relie la deuxième électrovanne 98 par un premier conducteur électrique 106 à la masse et par un deuxième conducteur électrique 108 à un interrupteur électrique 110 qui est relié à une source de tension. La fermeture de l'interrupteur 110 fournit l'indication D au moyen de contrainte 34 comme représenté figures 1 et 3. Lorsqu'il est fermé, l'interrupteur 110 provoque la ferme- ture de la deuxième vanne 98 normalement ouverte, c'est-à- dire qu'elle prend le premier état empêchant ainsi toute évacuation de fluide de la conduite hydraulique 96 dans la deuxième vanne 98. Les première et deuxième vannes 94 et 98 consti- tuent une réalisation du commutateur 68 qui nécessite que les deux vannes soient mises dans leurs premiers états respec- tifs avant de manoeuvrer le moyen de contrainte 34 Cepen- dant, on peut utiliser les vannes séparément, si on le souhaite. En outre on remarquera que le moyen de contrainte 34 est manoeuvrable au choix et indépendamment du système de commande de base 28 et du programme de position d'AVS, représenté figure 2 Ceci est dû à l'utilisation d'un commutateur 68 qui peut être manoeuvré par exemple, directement par le pilote de l'avion, par un altimètre, ou suivant la vitesse du moteur ou toutes leurs combi- naisons. Pendant le fonctionnement du moteur, on fournit le fluide haute pression PH par le premier orifice 90 à la chambre de temporisation 82 Puisque les première et deuxième vannes 94 et 98 sont normalement en position ouverte, le fluide haute pression PH dans la chambre de temporisation est évacué par les deux vannes et en consé- quence la tige de sortie 86 du temporisateur hydraulique 78 demeure à la position initiale Puisque le temporisa- teur 78 est normalement hors circuit, des défaillances dans le moyen de contrainte 34 ne modifieront pas le pro- gramme de position d'AVS Par conséquent, n'importe quelle défaillance endommagera seulement le moyen de contrainte 34 Cependant, le programme de position d'AVS original et le système de commande 28 continueront de fonctionner comme prévu. Lorsqu'on accélère le moteur 10 pendant le décollage de l'avion, on fait tourner les AVS 18 par la commande principale 32 du moteur d'une position fermée vers une position ouverte Par conséquent, on translate verticalement la première tringlerie 56 du dispositif de réaction au moyen du levier d'AVS 26 comme représenté figures 3 et 4, ce qui provoque la fermeture par le levier de manoeuvre 100 de la première vanne 94 empêchant ainsi toute évacuation dans cette vanne. Cependant, bien que la première vanne 94 soit fermée pendant le décollage de l'avion, la deuxième vanne 98 reste ouverte et permet donc l'évacuation de tout fluide haute pression PH qui se trouve dans la conduite 96, empêchant ainsi la manoeuvre du temporisateur hydraulique 78 du moyen de contrainte 34. Une fois que l'avion est en montée ou en croi- sière, l'interrupteur électrique 110 peut être fermé par exemple, par la rentrée du train d'atterrissage et la rétraction des volets ou, si on le souhaite, manuellement par le pilote de l'avion ou en réponse à l'altimètre. A ce moment, avec les deux vannes 94 et 98 fermées, aucune évacuation de fluide haute pression Hp ne peut avoir lieu En conséquence, le fluide haute pression H. peut s'accumuler dans la chambre de temporisation 82 du temporisateur hydraulique 78 et provoquer la translation du piston 84 et de la tige de sortie 86 manoeuvrant ainsi le levier 70 comme décrit ci-dessus. Le temporisateur hydraulique 78 est un disposi- tif bien connu de la technique et peut être conçu de telle sorte que la tige de sortie 86 se déplace d'une posi- tion repliée initiale vers une position totalement déployée en un temps compris entre quelques secondes et quelques heures Par exemple, on peut choisir le premier orifice 90 et les éléments du temporisateur hydraulique 78 de telle sorte que, en combinaison avec un fluide haute pression PH déterminé, le déplacement complet de la tige de sortie 86 a lieu en environ 5 à 6 minutes après la fermeture des première et deuxième vannes 94 et 98 pour coïncider avec une altitude attendue de l'avion d'environ 2590 m De cette façon, on n'introduit aucune contrainte pendant le décollage de l'avion. En variante, le temporisateur 78 peut être conçu pour effectuer un déplacement complet en environ 12 secon- des, par exemple, dans le cas o on doit manoeuvrer presque intantanément le moyen de contrainte 34 en réponse à un ordre et après la fermeture des vannes 94 et 98. Dans une réalisation recommandée on fournit, par le moyen de contrainte 34, une indication de con- trainte C représentant environ 4 de fermeture supplémentaire d'AVS jusqu'à ce que l'interrupteur électri- que 110 soit ouvert, ouvrant ainsi la deuxième vanne 98 et évacuant le fluide haute pression PH de la chambre de tem- porisation 82 Ceci permet au ressort de rappel 88 de ren- voyer la tige 86 vers une position initiale, et de suppri- mer ainsi toute indication C de contrainte d'AVS du sys- tème de commande 28. Le temporisateur hydraulique 78 peut être mis hors circuit, en variante, par l'ouverture de la première vanne 94 Pendant la descente de l'avion, le moteur se retrouve pratiquement en mode de roulement dans lequel les AVS sont à nouveau remises en position pratiquement fermée par la commande principale du moteur Ceci provoque le renvoi à une position initiale de la première tringlerie 56 du dispositif de réaction, déplaçant ainsi le levier 100 et ouvrant la première vanne 94 pour permettre l'évacuation du fluide haute pression PH dans la conduite de fluide 96. Le deuxième orifice 104 a des dimensions prédéterminées supérieures à celles du premier orifice 90 pour régler le débit d'évacuation du fluide haute pression PH et ainsi régler laquelle on met hors circuit le temporisateur hydrau- lique 78 et on enlève toute contrainte du système de com- mande. La première vanne 94, la deuxième vanne 98 et le temporisateur hydraulique 78 constituent un moyen par lequel on peut introduire une contrainte au choix indépen- damment de tout programme préexistant du système de com- mande et directement en réponse aux modes de fonctionnement de l'avion Plus particulièrement, la première vanne 94 assure que l'on ne peut introduire la contrainte que seule- ment pendant un intervalle prédéterminé de la vitesse corrigée du moteur représenté par la position du levier 58 du dispositif de réaction La deuxième vanne 98 est com- mandée par l'interrupteur 110 qui n'est manoeuvrable qu'après seulement le décollage de l'avion et que l'on peut utiliser pour mettre hors service le moyen de manoeu- vre 64, si on le souhaite. Bien que ce qui a été décrit ci-dessus soit consi- dêré comme une réalisation recommandée, des modifications apparaîtront à l'homme de l'art au vu de la description. Par exemple, des structures différentes peuvent effectuer la translation du pivot 60 On peut utiliser un moyen de manoeuvre 64 constitué par un moteur électrique commandé par l'interrupteur électrique 68 On peut intro- duire une indication de contrainte C dans le système de commande 28 en faisant varier les longueurs des première et deuxième tringleries 56 et 62 du dispositif de réac- tion 36. REVENDICATIONS 1 Système de commande de moteur pour mettre en position une série d'aubes de stator à angle variable AVS ( 18) d'un compresseur ( 14) de moteur à turbine à gaz ( 10) entre une position relativement ouverte et une position relativement fermée selon un programme de position d'AVS et en réponse à un paramètre de fonctionnement variable du moteur, le moteur ( 10) propulsant un avion en mode de fonctionnement de décollage, montée et croi- sière; système de commande caractérisé en ce qu'il comporte un moyen de contrainte ( 34) pour réaliser et maintenir une valeur supplémentaire de position des aubes ( 18) par rap- port à une position déterminée par le programme de position d'AVS et ne fonctionnant que seulement après le mode de décollage et pendant que la valeur du paramètre de fonc- tionnement du moteur est à l'intérieur d'un intervalle prédéterminé. 2 Système de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de contrainte ( 34) introduit une fermeture supplémentaire prédéterminée des aubes ( 18) pendant le fonctionnement en montée. 3 Système de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de contrainte ( 34) introduit une fermeture supplémentaire prédéterminée des aubes après que l'avion a atteint une altitude prédéterminée et pendant la montée. 4 Système de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que le paramètre de fonctionnement du moteur est la vitesse corrigée du moteur et que l'inter- valle prédéterminé comporte les vitesses du moteur en mode de fonctionnement de montée et de croisière. Système de commande de moteur selon la reven- dication 1, caractérisé en ce que le moyen de contrainte ( 34) fournit une indication de contrainte proportionnelle à la valeur supplémentaire de position des aubes ( 18) et en ce qu'il comporte: un moyen de commande ( 30) pour fournir une indication d'ordre (A) représentant une position d'aube souhaitée selon le programme de position d'AVS; un moyen de réaction ( 36) pour fournir une indication de réaction (E) représentant la position réelle des aubes; un moyen de comparaison ( 38) pour fournir une indication d'erreur (F) en réponse aux indications d'ordre (A) et de réaction (E) et à toute indication de contrainte (C); et un servomoteur ( 40) ayant un élément de sortie mobile ( 42) qui sert à mettre les aubes ( 18) en position en réponse à l'indication d'erreur (F). 6 Système de commande selon la revendication 5, caractérisé en ce que le système de commande du moteur ( 28) et le moyen de contrainte ( 34) sont constitués essentielle- ment par des moyens mécaniques. 7 Système de commande selon la revendication 5, caractérisé en ce que le moyen de réaction ( 36) comprend: un levier de dispositif de réaction ( 58) ayant des première et deuxième extrémités ( 58 a, 58 b) opposées et monté dans une partie intermédiaire sur un pivot ( 60) fixé de façon mobile au moteur à turbine à gaz; une première tringlerie ( 56) de dispositif de réaction reliant l'élément de sortie ( 42) du servomoteur ( 40) et la première extrémité ( 58 a) du levier ( 58) et per- mettant de faire tourner le levier ( 58) selon une quelcon- que rotation des aubes ( 18) telle qu'indiquée par la posi- tion de l'élément de sortie ( 42) du servomoteur ( 40); une deuxième tringlerie ( 62) de dispositif de réaction reliant la deuxième extrémité ( 58 b) du levier ( 58) au moyen de comparaison ( 38) du système de commande du moteur pour fournir l'indication de réaction (E); et en ce que le moyen de contrainte ( 34) comprend un moyen de manoeuvre ( 64) ayant un moyen de sortie ( 65) permettant de déplacer le pivot ( 60) du levier ( 58) vers une position prédéterminée faisant ainsi tourner le levier ( 58) pour engendrer une indication de contrainte (C). 8 Système de commande selon la revendication 7, caractérisé en ce que le moyen de manoeuvre ( 64) comporte un temporisateur hydraulique ( 78) qui peut être relié à une source ( 66) de fluide haute pression dans le moteur à turbine à gaz ( 10) et dans lequel le moyen de sortie ( 65) est constitué par un élément de sortie ( 86) du temporisa- teur hydraulique ( 78) et en ce que le moyen de manoeuvre ( 64) comporte en outre un commutateur ( 68) qui, dans un premier état, permet au fluide haute pression de s'écouler dans le temporisateur hydraulique ( 78) pour déployer l'élé- ment de sortie ( 86) pour déplacer le pivot ( 60) vers ladite position prédéterminée, et qui, dans un deuxième état, per- met l'évacuation de fluide haute pression du temporisateur hydraulique et permet à un moyen de rappel ( 88) de mettre en place l'élément de sortie ( 86) dans une position ini- tiale pour supprimer l'indication de contrainte. 9 Système de commande selon la revendication 8, caractérisé en ce que le commutateur ( 68) comprend une pre- mière vanne ( 94) sensible au paramètre de fonctionnement du moteur et une deuxième vanne ( 98) sensible aux modes de fonctionnement de l'avion et en ce que l'élément de sortie ( 86) du temporisateur hydraulique est mobile d'une position initiale vers une position déployée quand les deux vannes ( 94, 98) sont dans leurs premiers états respectifs. Système de commande d'un moteur à turbine à gaz ( 10) comportant un compresseur ( 14) ayant une série d'aubes de stator à angle variable ( 18), le moteur propul- sant un avion en mode de fonctionnement de décollage, montée et croisière, caractérisé en ce qu'il comprend: un moyen de mise en position ( 28) des aubes ( 18) entre une position relativement ouverte et une 1 position relativement fermée selon un programme de position d'AVS seulement après le décollage et en réponse à un para- mètre de fonctionnement variable du moteur; et un moyen de contrainte ( 34) pour réaliser et maintenir une valeur supplémentaire de position des aubes ( 18) par rapport à une position déterminée par le prb- gramme de position d'AVS seulement après le mode de décol- lage et pendant que la valeur du paramètre de fonctionnement du moteur est à l'intérieur d'un intervalle prédéterminé. 11 Méthode de commande d'un moteur à turbine à gaz ( 10) comportant un compresseur ( 14) ayant une série d'aubes de stator à angle variable ( 18), le moteur propul- sant un avion en mode de fonctionnement de décollage, montée et croisière, caractérisé en ce qu'elle consiste à: mettre en position des aubes ( 18) entre une position relativement ouverte et une position relativement fermée selon un programme de position d'AVS seulement après le décollage et en réponse à un paramètre de fonctionnement variable du moteur; et réaliser et maintenir une valeur supplémentaire de position des aubes ( 18) par rapport à une position déterminée par le programme de position d'AVS, seulement après le mode de décollage et pendant que la valeur du paramètre de fonctionnement du moteur est à l'intérieur d'un intervalle prédéterminé.