FR 2629517 A1 19891006 FR 8904135 A 19890330 La présente invention concerne un dispositif pour contrôler une distance, ou jeu, entre (a) les extrémités des aubes d'une turbine et (b) un anneau de renforcement entou- rant les aubes dans un moteur d'avion à turbine à gaz. Il est important que ce jeu soit maintenu à une valeur aussi petite que possible pour obtenir un rendement élevé du moteur. En figure 1, on a représenté un moteur d'avion à turbo-réacteur à double flux. Un courant d'air d'admission 3 est comprimé à l'origine par un sur.presseur 6, puis est canalisé jusqu'à un compresseur 9 de haute pression dans lequel l'air est de nouveau comprimé et à partir duquel l'air comprimé est fourni à une chambre de combustion 12. Dans la chambre de combustion, le carburant (non représenté) est injecté dans l'air comprimé; l'allumage se produit, et un courant 14 de gaz chaud ayant une énergie élevée, qui se trouve ainsi produit, est canalisé jusqu'à une turbine 15 à haute pression. L'impact du courant gazeux 14 provoque la rotation de la turbine 15 à haute pression, laquelle entraîne, à son tour, en rotation le compresseur de haute pression 9 auquel 262951? - 2 - elle est reliée. Le courant gazeux 14 frappe alors une tur- bine 18 à basse pression, en provoquant la rotation, d'o la rotation du surpresseur 6 et d'une soufflante canalisée 21. La soufflante 21 produit un courant d'air de combustion 24 qui fournit la majeure partie de la poussée produite par le moteur, alors que le courant 27 des gaz résiduels s'échappant de la turbine 18 à haute pression fournit une poussée supplémentaire. En figure 2, on a représenté schématiquement un détail de la zone 30 de la turbine à haute pression. Dans cette figure, on représente un jeu 33 entre les aubes 36 de la turbine à haute pression de la figure 3 et un anneau de renforcement, ou stator 39 qui entoure les aubes de la tur- bine. On souhaite maintenir ce jeu 33 à une valeur aussi petite que possible, pour que les fuites de gaz, représen- tées par la flèche 42, soient réduites au minimum. Les fuites de gaz ne confèrent virtuellement aucun moment aux aubes 36 de la turbine, et par conséquent représentent une perte d'énergie. On peut penser que le problème des fuites peut être éliminé par le simple expédient qui consiste à fabri- quer le moteur avec un jeu 33 suffisamment petit pour limi- ter les fuites à une valeur respectable. Cependant, tel n'est pas le cas car plusieurs facteurs sont à l'origine d'un changement du jeu 33 pendant le fonctionnement du moteur. On expliquera maintenant cinq de ces facteurs. Tout d'abord, pendant l'accélération de la turbine à haute pression de la figure 1 entre la vitesse de ralenti au sol d'environ 8 600 tours/minute et la vitesse de décollage d'environ 14 100 tours/minute, le rotor 45 de la turbine et les aubes 36 des figures 1 et 2 augmentent en diamètre (cote 48 de la figure 1) sous l'effet de la force centrifuge. Cette augmentation s'appelle généralement "croissance élastique" et est représentée par la zone 61 en figure 8. La force centrifuge est assez élevée, comme - 3- l'exemple le montrera. L'accélération centrifuge est égale à r2r, o X est la vitesse angulaire, en radians par seconde, et r le rayon. Une rotation de 14 100 tours/minute correspond à 235 révolutions par seconde. Si le diamètre 48 est de 0,6 m, le rayon r est égal à 0,3 m et par conséquent l'accélération centrifuge est égale à 0,65 x 10o6 m/seconde2. Si l'on divise cette valeur par l'accélération due à la pesanteur, à savoir 9,6 m/seconde2, on obtient une force centrifuge d'environ 67 700 G. Cette valeur élevée de G se produit dès l'accélération et provoque l'augmentation du diamètre du rotor de la turbine. L'augmentation réelle du diamètre entre la vitesse au sol et la vitesse de décollage peut être de 1 millimètre. Par conséquent, si le diamètre de l'anneau de protection 39 de la figure 3 reste constant, la croissance élastique du rotor tend à diminuer le jeu 33, et les aubes 36 risquent donc de venir en contact avec l'anneau 39. S'agissant du second facteur, au moment approxima- tif o se produit l'accélération du rotor 45, le diamètre de l'anneau 39 augmente à cause de l'accroissement de la pres- sion du courant gazeux 14. Un accroissement typique va de 0,29 MPa au point 40 de la figure 1 pendant la marche au sol à 2,7 MPa pour la vitesse de décollage. Cet accroissement de la pression peut provoquer une augmentation de 0,1 milli- mètre du diamètre 41 de l'anneau (figure 2). L'augmentation du diamètre de l'anneau est représentée approximativement par la zone 43 en figure 8. Quant au troisième facteur, approximativement au même instant o se produit la dilation thermique des aubes, le courant gazeux 14, qui entre dans les aubes 36 de la tur- bine en figure 2, provoque une augmentation de la tempéra- ture, d'o la dilatation des aubes 36. Une augmentation typique de la température du courant gazeux 14 entre les vitesses au sol et au décollage peut être comprise entre 700 - 4 - et 1 370 C. Cette augmentation de la température provoque un accroissement de la longueur 51, figure 2, des aubes 36 de la turbine, celle-ci pouvant atteindre 0,6 millimètre. Cette croissance de l'aube par dilatation est représentée approximativement par la zone 38 en figure 8. Cette augmen- tation de la longueur a tendance encore à réduire le jeu 33 en figure 2. En ce qui concerne le quatrième facteur, la plus grande température du courant gazeux 14 frappant les aubes de la turbine a également pour effet d'échauffer l'anneau de renforcement 39 (figure 2), d'o une nouvelle augmentation de son diamètre. Cependant, l'augmentation du diamètre de l'anneau est beaucoup plus lente que les trois changements de cote provoqués par les trois facteurs venant d'être discutés, et représentés par l'agrandissement progressif du diamètre de l'anneau indiqué par la zone 44 en figure 8. Le cinquième facteur implique la dilation ther- mique du disque 45A du rotor 45 de la turbine. Alors que le disque 45A n'est pas soumis aux gaz d'échappement chauds 14 de la chambre de combustion (figure 1), il se trouve néan- moins en présence de l'air chaud qui a été soutiré du com- presseur 9 du moteur. Les soutirages du compresseur servent à exécuter des tâches qui consistent par exemple à purger la zone interne 54 du moteur des vapeurs de lubrifiants et autres gaz. Les soutirages se trouvent à une température supérieure à la température ambiante, d'o il résulte que le rotor 45 de la turbine, figure 2, prend progressivement une tempéra- ture supérieure à la température ambiante, et par conséquent se dilate. La dilatation est progressive parce que les sou- tirages du compresseur ne sont pas aussi chauds que le cou- rant gazeux 14 et que la masse thermique du rotor retarde son échauffement. La dilatation thermique du rotor est représentée par la zone 55 en figure 8. Pour résumer: le jeu 33 de la figure 2 est influencé par les facteurs suivants dans l'ordre approxima- tif ci-après. Initialement, 1) il se produit une croissance élastique du rotor, laquelle est suivie par 2) la dilatation thermique des aubes, et ces deux facteurs ont tendance à augmenter le diamètre des extrémités 56 (figure 2) des aubes de la turbine. Alors 3) il se produit une croissance due à la pression du stator et 4) la dilatation thermique du stator, lesquelles ont tendance à provoquer l'augmentation du diamètre 41 du stator 39. Ensuite 5) la dilatation ther- mique du rotor a lieu, laquelle augmente encore le diamètre des extrémités 56. On examinera maintenant en détail la figure 8. L'accélération du moteur commence à l'instant 0 seconde, comme cela est indiqué. On peut voir que le jeu lors de la marche au sol est la distance entre les points 60 et 63, indiquée par le point 66, et est égale approximativement à 0,8 millimètre. Après qu'il se soit écoulé un temps d'environ 10 secondes, la vitesse de décollage de 14 100 tours/minute est atteinte, comme cela est représenté dans le bloc 68, et la croissance centrifuge du rotor provoque la croissance jusqu'à un point 71, d'o le rétrécissement du jeu jusqu'à la cote 74. On peut voir que dans le cercle 90 il se produit un jeu minimum qui augmente alors avec le temps. De tels minima sont appelés "points de serrement", et ceux-ci imposent une limite au jeu minimum 33, figure 2, lors de la fabrication du moteur. Par exemple, si le rotor était conçu de façon que son jeu initial soit illustré par le point 93 en figure 8, le rotor aurait tendance à suivre la ligne en tirets 94 lors de l'accélération, et il heurte- rait l'enveloppe au point 96, ce qui n'est pas admissible. Un autre type de point de serrement se produit lors d'une condition dite "reprise du rotor chaud", qu'on expliquera maintenant. Lorsque le pilote d'un avion réduit le réglage du papillon, par exemple lorsqu'il descend pour atterrir, la vitesse du moteur, qui est celle du compresseur - 6 - 9 à haute pression en figure 1 diminue, ce qui a pour effet de réduire la force centrifuge appliquée au rotor, d'o la diminution de la croissance élastique que ce dernieraprécé- demment subie. De plus, la température du courant gazeux 14 frap- pant les aubes de la turbine 15 est réduite, diminuant leur croissance thermique et, étant donné que ce courant gazeux est également en contact avec l'anneau 39, le diamètre de celui-ci diminue également, bien que son rétrécissement soit en retard par rapport à celui du rotor de quelques secondes. Après cette réduction du papillon, le pilote peut, pour diverses raisons, demander une augmentation brutale de la poussée, à la suite de quoi la turbine 15 accélère jusqu'à une vitesse élevée. Le disque 45A subit une dilata- tion à cause de la force centrifuge, qui est presque instan- tanée et qui diminue le jeu 33. A un instant quelque peu ultérieur, la chaleur du courant gazeux 14 provoque la dila- tation des aubes de la turbine, d'o une nouvelle diminution du jeu. Cette diminution particulière du jeu provoque un point de serrement plus sévère que celui décrit ci-dessus car le disque 45A a conservé une grande partie de sa dilata- tion thermique antérieure, bien que l'anneau 39 se soit refroidi et ait rétréci. Dans un certain sens, la situation est semblable au cas o un rotor au point 61A, figure 8, est adaptée à une enveloppe au point 61B: tous les facteurs provoquant la dilatation du rotor ont presque été développés complètement, bien que, pour la dilatation de l'enveloppe, la totalité de la dilatation thermique dans la zone 44 ne se soit pas encore produite. Par conséquent, pour remédier à la situation, le diamètre de l'anneau 39 lorsqu'il est froid est étudié pour dégager le rotor lorsque celui-ci subit cette dilatation instantanée. Cependant, ce jeu (non représenté) est plus grand que le jeu nécessaire pour tenir compte du point de 26 2 9 5 1 7 7- serrement 90 en figure 8, et celui-ci est inutilement grand dans la majeure partie des conditions de fonctionnement. En conséquence, pour éliminer ces points de serrement, ainsi que pour d'autres raisons, on utilise un contrôle actif du jeu de manière à maîtriser le diamètre de l'anneau 39 en soufflant dessus de l'air chaud ou de l'air froid. La présente invention a pour objet un contrôle perfectionné du jeu pour une turbine dans un moteur à tur- bine à gaz. La description se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: Figure 1, un moteur à turbine à gaz; Figure 2, la zone 30 de la figure 1 de façon sché- matique plus détaillée; Figure 3, un mode de réalisation de la présente invention; Figure 4, une vue en perspective de la chambre 117 et des conduits 120A-C de la figure 3; Figure 5, une vue de la figure 4 prise le long des lignes 5-5; Figure 6, le courant d'air dans le dispositif de la figure 4; Figure 7, le courant d'air dans un dispositif de l'art antérieur ressemblant au conduit 120A de la figure 4; et Figure 8, un graphique du jeu de la turbine en fonction du temps lors d'une accélération. Dans un mode de réalisation de la présente inven- tion, un anneau de renforcement pour turbine supporte les ailettes annulaires dans des plans radiaux de la turbine. Une conduite perforée, et qui est généralement conforme aux ailettes et aux surfaces les supportant, fournit de l'air à l'anneau, le chauffant ou le refroidissant, d'o le change- ment de ses dimensions. Une chambre fournit de l'air aux conduites par l'intermédiaire de raccords qui sont étroite- - 8 - ment espacés les uns des autres, ce qui élimine les longues distances de parcours dans la conduite et par conséquent, les pertes de chaleur. Cette dernière caractéristique main- tient l'air délivré à l'anneau de renforcement à une tempé- rature plus uniforme le long de sa circonférence que dans les dispositifs de l'art antérieur. La figure 3 illustre la structure de support pour l'anneau 39 de la figure 2. L'anneau 39 est fixé à un sup- port 102 par deux brides 105 et 108. Le support 102 contient deux ailettes annulaires 111 et 114 en forme de disque. Les ailettes 111 et 114 agissent en échangeur de chaleur comme cela apparaîtra au fur et à mesure de la discussion. (L'expression "anneau de renforcement" sert à désigner tous les éléments structurels agissant pour contrôler le diamètre de la surface 39A en figure 3, lequel définit, avec l'aube 36, le jeu 33. Ces éléments comprennent ceux ayant pour référence 39, 102, 105, 108, 111 et 114. D'autres réalisa- tions comportent un nombre d'éléments plus grand ou plus petit). Une chambre annulaire 117, également représentée en figure 4, est montée sur le support 102 de l'anneau par des éléments que l'on ne représente pas. A la chambre annu- laire 117, sont fixées des conduites annulaires de décharge A-C.. Les conduites 120A-C fournissent des courants d'air de chauffage et de refroidissement, représentés par les flèches 122, au support 102 de l'anneau et aux ailettes annulaires 111 et 114 par l'intermédiaire de trous 123. Les trous ont de préférence un diamètre de 0,6 millimètre et sont uniformément répartis dans des rangées circonféren- tielles o des trous adjacents sont séparés les uns des autres de 6,5 millimètres: la'distance.124 en figure 4 est égale à 6,5 millimètres. Une caractéristique de la présente invention sert à maintenir tous les courants d'air 122 à approximativement la même température, quel que soit le trou 123 délivrant les -9- courants d'air. Cette caractéristique est illustrée en figure 6, o des parois 126, 129, 132 correspondent aux parois de même référence de la figure 4. En figure 6, on a représenté quelques trous 123 et courants d'air 122. En général, une chute de température (ou au moins une variation) se produit dans la chambre 117 et dans la conduite 120A. Par exemple, la température sera différente aux points 139 et 142. Le changement de la température est dû au transfert de chaleur à travers les parois 126, 129 et 132. La réalisation de la figure 6 réduit la variation de la température des courants d'air 122 par rapport à la solution de l'art antérieur représentée en figure 9, comme on l'expliquera maintenant. En figure 6, des trous 145 représentent les ori- fices d'admission pour l'entrée d'air dans les conduites A-C à partir de la chambre 117. En figure 4, on a repré- senté l'un des trous 145. En figure 6, les trous 145 sont espacés d'un angle 135, approximativement de 90 . Si l'on suppose que l'air admis par l'intermédiairee du trou 145 aura approximativement une température uniforme, toutes les différences de température entre courants d'air 122 doivent alors se produire pendant leur déplacement dans la conduite annulaire 120A, dans leur trajet vers les trous de refroi- dissement 123. En outre, un courant d'air suivant un trajet plus long dans la conduite 120A peut subir une variation plus grande de la température à cause de son temps de séjour plus long dans cette conduite. La réalisation de la figure 6 réduit les diffé- rences de longueur des trajets, et par conséquent, les dif- férences des temps de séjour, par-rapport à la solution de l'art antérieur représentée en figure 7. En figure 7, des trous 152 qui sont analogues aux trous 145 de la figure 6 admettent l'air 255 de contrôle du'jeu de la turbine (CJT) dans une conduite de décharge, et sont espacés d'un angle 155 qui est d'environ 180 . Par conséquent, les courants - 10 - gazeux 122C et 122D suivent des trajets dont la longueur diffère de l'angle 158, lequel est d'environ 90 . Par contraste, les courants d'air 122A et 122B de la figure 6 ont des trajets d'une longueur qui diffère de l'angle 161, lequel est plus petit, étant égal à environ 45 . En conséquence, en réduisant les différences des longueurs des trajets suivis par les courants d'air 122 en figure 6, la présente invention réduit le temps de séjour ainsi que les variations de température se produisant le long des trajets, d'o le maintien des courants d'air 122 à une température plus constante dans le dispositif représenté en figure 7. Des mesures ont montré que la variation maximum de la température dans la conduite 120A en figures 4 et 6 pendant le décollage était de 10 C. Une conduite de l'art antérieur du type représenté en figure 7 peut subir une variation de 30 C. Il est important de réduire la variation de la température des courants d'air 122 en figure 3 car une dis- tribution non uniforme de la température de l'anneau 39 en figure 2 peut avoir pour conséquence qu'il prenne une forme non circulaire. Par exemple, des calculs ont montré qu'une conduite de distribution du type représenté en figure 7 peut provoquer un écart, pour un anneau 39 (figure 2) d'un dia- mètre d'environ 75 cm, de 0,15 mm par rapport à un cercle vrai. Plus précisément, un anneau se trouvant dans ce cas présente à certains points un diamètre de 76,2 centimètres et à d'autres points un diamètre de 76,1 centimètres. De tels écarts de dimension sont importants par rapport au jeu 33 de la figure 2, dont la valeur est indi- quée en figure 8. Non seulement il se produit une fuite excessive 42 (figure 2) dans les zones o l'anneau -est trop grand, mais un contact provoquant un endommagement réel peut avoir lieu entre l'anneau 30 et les aubes 36 de la figure 2 aux endroits o l'anneau est trop petit. La présente inven- tion amoindrit le problème en fournissant une température - 11 - plus uniforme de l'anneau. Une seconde caractéristique de l'invention est illustrée en figure 3. Dans cette figure, le support 102 de l'anneau ainsi que les structures 170 représentées en hachures, servent à canaliser l'air d'impact consommé repré- senté par la flèche 176, autour des conduites de décharge A-C et de la chambre 117, comme cela est représenté par les flèches 179, puis dans une ouverture 182, à partir de laquelle l'air est refoulé vers l'extérieur. Cet achemine- ment a pour effet que l'air agit en couverture isolante autour de la chambre 117 et des conduites 120A-C, réduisant la perte ou le gain de chaleur par l'air se trouvant à l'intérieur de la chambre et des conduites. Cet isolement renforce encore la caractéristique d'amélioration de la rotondité qu'on a décrite en liaison avec la figure 6, en tendant de maintenir les courants d'air 122A et B, figure 6, à la même température. En outre, l'effet d'isolement est obtenu sans uti- lisation d'un matériau isolant, qui ajoute du poids à l'avion. L'air isolant représenté par les flèches 176 et 179 n'ajoute pas du poids à l'avion, et les éléments structurels tels que 170 sont, en général, présents pour d'autres rai- sons sans rapport avec la présente invention. Par consé- quent, l'utilisation de ces éléments pour canaliser les cou- rants d'air isolant 176 et 179 a simplement pour effet que les éléments pré-existants assurent une double fonction. Aucun poids important n'est ajouté. Une troisième caractéristique de la présente invention est relative à la réduction du point de serrement (dans le cercle 90), qu'on a discuté précédemment. De manière à augmenter le jeu 74 au moment de la production du point de serrement, on a étudié plus spécialement l'air chaud fourni à la chambre 117 en figures 3 et 4. Cet air provient du 9ème étage 185 du compresseur à haute pression 9 de la figure 1. (Les 9 étages ne sont pas représentés car la - 12 - figure 1 est schématique). On utilise l'air du 9ème étage car il s'agit de l'air le plus chaud dont on dispose, ayant une température de l'ordre de 120-590 C avec une gamme de vitesse du compresseur de 8 000 à 15 000 tours/minute et celui-ci assure ainsi le chauffage le plus rapide possible de l'anneau. En outre, la quantité d'air fourni, en kg/s pen- dant la nouvelle reprise du rotor chaud,est environ de 2 à 3 fois la quantité fournie pendant le vol de croisière. Ainsi, une quantité plus grande d'air plus chaud est fournie pen- dant une telle situation. De plus, lors de la décélération, il y a cessation du courant d'air se dirigeant vers l'anneau de manière à ralentir sa chute de température car, pendant une décéléra- tion, la vitesse plus forte du compresseur provoque une réduction de sa température d'extraction. La quatrième caractéristique de l'invention réside dans la coopération entre les ailettes 111 et 114 de la figure 3 et les conduites de décharge 120A-C. Les trois conduites fournissent une surface perforée qui épouse approximativement la forme de la surface des ailettes et du support 102 de l'anneau. Par exemple, la conduite 120B four- nit une surface en U, sous forme de parois W, qui épouse le contour de la surface en U de l'ailette 111B, de la surface 102B du support de l'anneau, et de la surface 114B de l'ailette. D'une façon similaire, les conduites 120A et 120C fournissent des. surfaces à la forme adaptée, bien que les surfaces perforées de ces deux dernières conduites soient en L. Une cinquième caractéristique réside dans la com- binaison de la surface à la forme adaptée décrite dans le paragraphe précédent et de la chambre annulaire 117. Plus précisément, il est possible de construire la présente invention de façon que les zones 200 des parois de la figure 3 soient absentes, et que par conséquent les conduites - 13 - A-C et la chambre 117 constituent une chambre commune, sans division. Cependant, cette façon d'opérer fournirait, de fait, la topographie des trajets d'écoulement de la figure 7. (En figure 7, on n'a pas représenté la surface 200 comme ayant une forme adaptée pour simplifier). La topographie de la figure 7 ne présente pas les caractéristiques qui favorisent l'uniformité de la température des courants d'air 122 en figure 6. La sixième caractéristique de la présente inven- tion concerne le positionnement des orifices d'admission 145 (figure 4). Dans un mode de réalisation de l'invention, les orifices correspondent, comme représenté, aux trous 205A-C de la figure 5, laquelle est une vue prise suivant les flèches 5-5 de la figure 4. Les trous 205A-C sont en série par rapport à l'écoulement dans la chambre 117, lequel est illustré par la flèche 209. Plus précisément, l'air atteint d'abord le trou 205A, puis le trou 205B, et ensuite le trou 205C. En outre, chaque trou provoque une chute de pression dans la chambre 117, de sorte que les trous reçoivent chacun de l'air à une pression différente. Cet agencement en série provoque une chute plus progressive de la pression dans la chambre 117 que si les trous étaient placés comme le sont les trous 207A, 207B et 205B. Dans ce dernier cas, on peut considérer que les trous sont parallèles, et non en série, par rapport à l'écoulement 209. Plus précisément, ces derniers trous reçoivent tous de l'air en même temps et approximativement à la même pression. Un tel agencement fournit une chute de pression plus grande entre le point 211 et le point 213. Par contraste, l'utilisation préférée des trous 205A-C provoque une chute de pression plus petite dans la chambre 117 à cha- cun des emplacements des trous respectifs. Naturellement, la chute totale de la pression dans les 3 trous sera en général approximativement la même, quelle que soit la position des trous. - 14 - Une septième caractéristique de la présente inven- tion est relative à l'échange de chaleur. Il n'est pas nécessaire que les courants d'air 122, figure 3, soient uti- lisés pour provoquer l'échauffement des ailettes 111 et 114. Au contraire, on peut employer les courants d'air pour refroidir les ailettes. Dans ce dernier cas, le transfert de chaleur se produit encore, mais peut être défini comme étant négatif en ce sens que la chaleur se dirige des ailettes vers les courants d'air 122, c'est-à-dire dans une direction opposée au sens mentionné ci-dessus. Une huitième caractéristique de la présente inven- tion est que la dilatation et la contraction thermiques du support 102 de -l'anneau ne forcent pas mécaniquement l'anneau 39 à prendre un diamètre donné. C'est la variation de la température de l'anneau 39 qui, provoquée par le flux thermique provenant des ailettes 111 et 114, est à l'origine du changement des dimensions de cet anneau. Une neuvième caractéristique de la présente inven- tion est que des déflecteurs 220, figure 6, bloquent l'écoulement dans la chambre 117 et la conduite 120. Une dixième caractéristique concerne le canal qui reçoit l'air d'impact consommé, figure 3. Le canal, qui reçoit l'air indiqué par la flèche 176, fonctionne en col- lecteur d'échappement, et est maintenu à une pression d'environ 0,67 MPa pendant le vol en croisière. A l'ouverture 182, l'air du collecteur est refoulé vers l'extérieur pour entrer dans l'air à la pression ambiante. Par contraste, la solution de l'art antérieur, figure 7, déverse l'air consommé, indiqué par la flèche 122F directement dans la zone soumise à la pression ambiante. La pression au point 122G, également représenté en figure 1, est presque égale à la pression ambiante. La pression ambiante pendant le vol est sensiblement inférieure à la pression maintenue dans les collecteurs d'échappement. Par exemple, la pression ambiante absolue à une altitude de 500 m est d'environ 0,025 MPa. -]5 - REVENDICATIONS ]. Dispositif de contrôle du jeu (33) entre une tur- bine et un ensemble à anneau de renforcement (102,108,39), caractérisé en ce qu'il comprend: - a) des moyens de conduite (]20 A-C) comprenant au moins une conduite de décharge généralement annulaire ayant des perforations (123) pour décharger de l'air afin de modifier la température de J'ensemble à anneau de renforcement; 0 - b) une chambre annulaire (117) pour fournir de l'air aux moyens de conduite (120 A-C); et - c) des moyens de connexion (145) pour fournir des connexions entre la chambre (117) et les moyens de conduite de façon qu'aucune distance angulaire -entre une perforation sélec- tionnée quelconque (123) dans les moyens de conduite et la connexion la plus proche (145) ne dépasse 45 environ. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de connexion comprennent un ou plusieurs déflecteurs (220) pour diviser les moyens de conduite en sec- 0 tions. 3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la chambre (117) est annulaire autour des moyens de conduite (]20 A...C). 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens (]02,170) pour maintenir l'air fourni à]'ensemble à anneau de renforcement en contact avec les moyens de conduite et à une pression supérieure à la pression ambiante après décharge sur le dispositif à anneau de renforcement. )0 5. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens pour acheminer l'air qui a été déchargé à l'ensemble à anneau de renforcement le long des moyens de conduite, puis jusqu'à un orifice d'échappement (182). 6. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en i5 ce qu'il comprend en outre des moyens (102,170) pour emprisonner l'air qui a été déchargé à l'ensemble à anneau de -]6 - renforcement et utiliser cet air comme isolant pour les moyens de conduite. 7. Dispositif selon la revendication], caractérisé en ce que: -]'ensemble à anneau de renforcement comprend des moyens d'ailette (]1],]]4) pour permettre l'échange de chaleur, ces moyens d'ailette incluant une ou plusieurs ailettes en forme générale de disque qui sont annulaires autour de l'anneau de renforcement (39); - les moyens de conduite épousent approximativement la forme des moyens d'ailette pour décharger de l'air à ces moyens d'ailette pour 'échange de chaleur et comportent des première (]20A), deuxième (120B) et troisième (120c) conduites perforées, annulaires, généralement parallèles; et ]5 - la chambre (]17) délivre l'air à ces première, se- conde et troisième conduites annu]aires. 8. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que: - les moyens de conduite comportent plusieurs conduites annulaires (]20 A...C) entourant l'ensemble à anneau de renfor- cement et présentant des perforations (123) par l'intermédiaire desquelles I'air peut s'écouler; - -]'ensemble à anneau de renforcement comprend un ensemble d'ailettes annulaires (11]]],114) sur lesquell]]es frappe l'air provenant des conduites pour l'échange de chaleur; - les moyens de connexions comprennent une multitude d'orifices d'admission (]45) pour admettre l'air provenant de la chambre annulaire (117) dans chaque conduite annulaire, -l'espa- cement angulaire entre paires d'orifices contigus dans chaque conduite ne dépassant pas 90 ; et en ce qu'i] comprend en outre, - des moyens d'isolement (102,170) pour maintenir l'air en contact avec la chambre annulaire après décharge sur les ailettes annulaires (111,114). 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en - 17 - ce que les orifices d'admission (205 A, 205 B, 205 C) pour les conduites annulaires sont placés en série par rapport à]'écou- lement dans]a chambre annulaire (117). ]0. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en que les orifices d'admission (205 B, 207 A, 207 B) dans]e cas de deux conduites ne sont pas parallèles par rapport à l'écou- lement dans]a chambre annulaire (117). Il. Dispositif selon l'une quelconque des revendica- tions précédentes dans lequel Je moteur à turbine à gaz est un u moteur à turbine à gaz d'avion, caractérisé en ce que pendant le décollage, 'air utilisé pour chauffer]'ensemble A anneau de renforcement est l'air le plus chaud disponible au compresseur du moteur. 12. Dispositif selon l'une quelconque des revendica- tions l à]0 dans lequel le moteur à turbine à gaz est un moteur à turbine à gaz d'avion, caractérisé en ce que pendant une accélération suivant une décélération ou pendant une reprise du rotor chaud, i] y a augmentation de quantité d'air fournie à l'ensemble à anneau de renforcement. 0 13. Dispositif selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à]0 dans lequel le moteur à turbine A gaz est un moteur A turbine à gaz d'avion, caractérisé en ce que lors de]'appari- tion d'un type prédéterminé de décélération du moteur, i] y a cessation de]'application de l'air d'échauffement.