FR 2652793 A1 19910412 FR 9006739 A 19900530 XA 2652793 La présente invention concerne le montage des pales d'une hélice dans un moteur d'avion et, plus particulière- ment, un dispositif de montage dans lequel les pales d'une hélice sont montées sur un anneau, lequel est disposé à son tour sur une turbine. La figure 1 des dessins représente un moteur d'avion 3 du type à soufflante non canalisée, dans lequel on peut utiliser la présente invention. En figure 2 on a représenté une zone 5 dans laquelle des turbines 9 (en hachures) et 12 (en trait plein) tournant dans des sens opposés sont entraînées par un courant 14 de gaz chauds fourni par un générateur de gaz (non représenté). Les turbines 9 et 12 entraînent à leur tour les pales 15 et 18 de soufflantes tournant dans des directions opposées, pales représentées en figures 1 et 2. (L'expression "tournant dans des sens opposes" signifie que les turbines 9 et 12, ainsi que les pales 15 et 18 auxquelles elles sont fixées tournent dans des directions opposées, comme cela est représenté par les flèches 25 et 27 en figure 1). Une vue d'une zone 6B en figure 2 est représentée en figure 3, et sous forme plus détaillée en figure 4. Les aubes des turbines qui sont situées, sans être illustrées, dans la zone 6B de la figure 2 sont représentées schématiquement en figure 3 par des aubes 28 et en détail en figure 4. Les aubes - 2 - 28 s'étendent entre un carter 24 et un cylindre intérieur 41 en figures 3 et 4. Les aubes extrayent de l'énergie dans le courant gazeux 14 (figure 2), et agissent aussi en voile rigide de connexion entre le carter 24 et le cylindre 41. Les pales 15 de la soufflante, figure 3, sont supportées par une structure qu'on a représentée en figure 4 sous forme d'un anneau 22, et qui est fixée au carter 24 par des supports 36. Pendant la marche, la charge centrifuge des pales 15 est supportée par l'anneau 22 sous forme de contrainte périphérique. Les supports 36 transmettent au carter 24 la charge de poussée développée par les pales 15. D'autres structures, ne concernant pas la présente invention, supportent la charge de poussée à laquelle l'avion est soumis (figure 1). On décrit un type de support dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique ayant pour titre "Flexible Connec- tor for Use in Aircraft", déposée le 19 décembre 1988 sous le numéro de série 286 101. On incorpore ici la présente demande à titre de référence. La structure réelle de l'anneau qui est utilisée n'est pas l'anneau circulaire de la figure 4, mais un anneau polygonal 22P représenté en figure 5. L'anneau polygonal 22P comporte deux types de sections: l'un d'eux est une section 22B de support de pale, ou "moyeu", également représenté en figure 5A, qui comporte des roulements de butée 22D transmet- tant à l'anneau 22P la charge centrifuge imposée par la pale 15. Les roulements 22D permettent le changement du pas de la pale, comme indiqué par les flèches 23. L'autre type de section de l'anneau est une section de connexion 22A qui relie des moyeux voisins 22B. Le connecteur comprend des rails 29 qui sont soumises à une traction à cause de la charge centrifuge des pales 15. On décrit un type d'anneau polygonal dans la demande de brevet des EtatsUnis d'Amérique ayant pour titre "Blade Carrying Means", déposée le 2 Novembre 1984, sous le numéro - 3 - de série 667,663. On incorpore ici cette demande à titre de référence. L'anneau polygonal supporte aussi un capot 40, figures 1 et 2. En figure 6, on a représenté un agencement de l'ensemble turbine/anneau polygonal/pale de soufflante/capot. On procédera maintenant à la discussion de certaines caracté- ristiques de cet ensemble. Tout d'abord, la température du carter 24 de la turbine est comprise entre la température ambiante lorsque le moteur ne fonctionne pas et une valeur de 535 C lorsqu'il est en marche. Cette dernière température, de valeur élevée, est due au contact avec le courant 14 de gaz chaud (figure 2) qui traverse la turbine. Ce grand écart de température a pour effet que la circonférence du carter change de dimensions. Ce changement provoque la séparation de pattes 42, figure 5, des supports 36: les pattes se déplacent jusqu'à la position 42P représentée en tirets; la distance 47 a augmenté pour devenir la distance 47P. Ce changement de distance provoque la création de contraintes dans le support 36 à la zone de base 48. Une seconde caractéristique de l'ensemble est que les supports s'étendent axialement au-delà des rails 29 de l'anneau polygonal, comme cela est indiqué par la distance 50 en figures 5 et 6. Cette extension au-delà des rails 29 provoque l'extension de l'enveloppe de forgeage de l'anneau polygonal. L'enveloppe de forgeage 22E, représentée en hachures en figure 14, de l'anneau polygonal 22P a une longueur axiale L. L'enveloppe de forgeage concerne la pièce brute de coulage 55 (figure 8) qui est le précurseur du support forgé final 36. L'enveloppe 55 est généralement plus grande que le support final 36 car elle est façonnée et ébavurée pendant le processus de forgeage. Il est souhaitable de réduire les dimensions des deux enveloppes de forgeage. Une troisième caractéristique de l'ensemble est que le - 4 - capot 40 est fixé à l'anneau par d'autres supports 57 qu'on représente ne figure 6. La force centrifuge des pales 15, figure 4, a pour effet d'étendre l'anneau polygonal 22P (figure 5), d'o l'augmentation du diamètre de l'anneau. L'augmentation du diamètre provoque des contraintes supplé- mentaires qui agissent sur le capot, par l'intermédiaire de ses supports 57, car ce capot est soumis à une augmentation du diamètre non similaire, augmentation provoquée par la force centrifuge. Un exemple permettra d'illustrer l'ampli- tude des forces centrifuges qui sont impliquées. On suppose que la cote 60 en figure 3, c'est-à-dire le diamètre de l'hélice, est de 3,6 mètres. On suppose que chaque pale peut atre traitée comme une masse ponctuelle 64 pesant 24,5 kg et située sur la circonférence d'un cercle 67 d'un diamètre de 1,8 mètre. On suppose aussi que la vitesse de rotation est 1200 t/min. soit 20 révolutions par seconde, vitesse qui correspond à 27r x 20 radians par seconde, soit environ 126 radians par seconde. L'accélération centrifuge est égale à w r o w est la vitesse angulaire (radians par seconde) et r le rayon. Dans cet exemple, l'accélération est environ: [126/sec.]2 x 1,8 mètre. En divisant ce nombre par l'accélération due à la pesanteur, on obtient un quotient égal à environ 1471 Ce quotient est le champ g auquel les masses ponctuelles sont soumises. En d'autres termes, chaque masse ponctuelle 64 (repré- sentant le poids de chaque pale), qui pèse à l'origine 24,5 kg, a maintenant comme poids environ 36.287 kg sous l'effet de la force centrifuge (1471 x 24,5 = 36.040). Cette force centrifuge provoque l'augmentation du diamètre de l'anneau, ainsi que sa mise sous une forme légèrement polygonale, avec les pales 15 situées aux sommets du polygone. L'augmentation du diamètre a pour effet de gonfler le capot vers l'exté- rieur. -5- Une quatrième caractéristique de l'ensemble concerne le résultat dû au type de montage dans lequel l'anneau 22P de la figure 5 est fixé au carter 24 de la figure 4. La vue particulière de l'étage turbine représenté en figure 4 montre que toutes les aubes de la turbine ont une forme identique. Cependant, tel n'est pas le cas. Les aubes, telles que les aubes 28A en figure 4, qui sont situées directement dans la direction radiale de l'intérieur des pales de l'hélice, ont une section transversale plus grande, comme cela est repré- senté par l'aube 28A en figure 4A, que les autres aubes 28. Les aubes 28A ayant la section transversale plus élevée supportent la majeur partie de la charge que les pales 15 de l'hélice appliquent à la turbine, et, ce faisant, agissent en entretoises. On a constaté que des contraintes oscillantes élevées peuvent exister dans ces entretoises pendant le fonctionne- ment. Il est possible que ces contraintes soient à l'origine du décalage 71 représenté en figure 6 entre le point de montage 73 du support 36 et l'axe 74 de l'entretoise. La présente invention a pour objet un dispositif de connexion perfectionné entre un anneau, qui supporte les pales de l'hélice d'un avion, et une turbine entourée par l'anneau. La présente invention a pour autre objet un dispositif de connexion perfectionné entre un anneau, qui supporte les pales de l'hélice d'un avion, et un capot qui entoure l'anneau et définit un trajet d'écoulement extérieurement à ce dernier. Dans un mode de réalisation de la présente invention, plusieurs supports s'étendent entre un anneau et une turbine entourée par ce dernier. L'anneau supporte les pales de l'hélice. Chaque support est relié à un seul point de la turbine, mais à deux points de l'anneau. Par conséquent, la dilation thermique de la turbine provoque une augmentation de sa circonférence, laquelle est à l'origine d'un déplacement - 6 - radial des points uniques, et d'une séparation plus grande entre des points uniques voisins, mais sans déformation importante de chaque support. Dans un autre mode de réalisation de l'invention, un capot, qui définit un trajet d'écoulement, entoure l'anneau, en y étant fixé, à des "points du capot". Les points du capot sont situés entre les points de montage, mais pas à leur droit (c'est-à-dire aux "montures de l'hélice"), pour les pales de l'hélice. La force centrifuge des pales de l'hélice a pour effet que les montures de celle-ci se déplacent dans la direction radiale de l'extérieur. Cependant, comme les points du capot sont situés entre les montures de l'hélice, leur mouvement radial est réduit, voire éliminé. La suite de la description se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: figure 1, un avion entraîné par des moteurs qui peuvent utiliser la présente invention; figure 2, une vue schématique en section transversale de la zone 5 de la figure 1; figure 3, une vue schématique de la zone 6A de la figure 2; figure 4A, une section transversale de deux types différents d'aubes de turbine, à savoir les aubes 28 et 28A, de la figure 4. figure 4, une vue plus détaillée de la figure 3; figure 5, un anneau polygonal, qui est l'anneau réellement utilisé pour supporter les pales 15 de la figure 4; figure 5A, une zone à moyeu 22B de la figure 5; figure 6, une section transversale d'une zone telle que la zone 6C de la figure 2; figure 7, un mode de réalisation de la présente invention; figure 8, une enveloppe de forgeage pour le support 36 de la figure 5; -7- figures 9 et 10, la façon dans laquelle l'ensemble pale/entretoise 28A et le carter 24 peuvent se comporter en support en forme de T pour les supports respectifs 36 et 120. figure 11, une vue radiale, prise le long de la ligne 213 en figure 7, d'un mode de réalisation de la présente invention; figure 12, une vue axiale, prise le long de la ligne 214 en figure 7, d'une mode de réalisation de l'invention; figure 13, une vue simplifiée d'un mode de réalisation de la présente invention; figure 14, une vue de l'anneau polygonal de la technique antérieure (figure 5) prise le long des flèches 14- 14; figure 15, une vue de l'anneau polygonal de la figure 7, prise le long des flèches 15-15. En figure 13, on a représenté un mode de réalisation simplifié de la présente invention, l'anneau 22 et le carter 24 (figure 4) étant illustrés de façon schématique. Le mode de réalisation simplifié comporte deux biellettes 95 et 96 qui sont fixées par un point d'ancrage commun 103 au carter 24. Les biellettes sont également fixées à l'anneau 22 à d'autres points d'ancrage 107 et 108. Lors de la dilatation du carter, le point 103 se déplace radialement vers l'exté- rieur, dans le sens de la flèche 102. Les biellettes 95 et 96 ne fléchissent pas comme cela est le cas des pattes 42 de la technique antérieure (figure 5). le triangle formé par les points 103, 107 et 108 conserve sa forme et ses dimensions. En figure 7, on a représente un autre mode de réalisation de la présente invention, dans lequel des supports 101 en forme de V relient un anneau polygonal au carter 24 de la turbine. Cependant, contrairement aux supports de la figure 4 qui sont fixés au carter 24 à deux points 106 et 107, les supports de la figure 7 sont fixés chacun à un seul point 103. Le seul point de fixation au carter a pour effet d'éliminer la déformation des supports, - 2652793 qu'on a décrite en liaison avec les supports 36 de la figure 4: les pattes 120 et 121 de la figure 7 ne s'évasent pas lors de la dilatation thermique du carter 24: au contraire, le point de fixation 103 se déplace dans la direction radiale de l'extérieur. La position du point de fixation 103 en figure 7 joue un rôle important. Chaque point 103 est: (1) situé sur la surface du carter, (2) placé au-dessous de la zone 22B à moyeu (figures 7 et 11) de l'anneau et, (3) coincide approximativement avec l'axe 74, figure 6, de l'une des entretoises 28A. Comme les supports 101 sont quelque peu flexibles, chacun peut tourner autour du point 103. La mise en place du point de fixation 103 qu'on vient de décrire permet au carter 24 de mieux résister à la déformation provoquée par les charges appliquées par l'anneau polygonal 22P. Un exemple permettera d'illustrer ce point. Si l'on se représente la grande entretoise 28A et le carter 24 comme ayant la forme d'un T dans une section transversale, comme cela est le cas des figures 9 et 10, il apparait alors que le T peut mieux résister aux forces appliquées par la flexion vibratoire des supports 36 ou 120 lorsque le support est fixé au centre de la barre transver- sale du T, comme en figure 10, que s'il était fixé à une extrémité de cette barre, comme en figure 9. Dans le cas de la fixation à une extrémité de la barre transversale, la flexion jusqu'aux positions 36A et 36B représentées en tirets a pour tendance de provoquer une déformation de la barre jusqu'aux positions 24A et 24B représentées en tirets. Cependant, la fixation représentée en figure 10 a pour effet de réduire, voire d'éliminer, une telle flexion. En outre, le centre effectif de rotation du support (en même temps que la section de l'anneau polygonal sur lequel il est monté, non représentée en figure 10) se trouve sur la surface du carter 24, au point 103, à proximité du centre (ou axe) de l'entretoise 28A. Cependant, le centre - 9 - effectif dans le cas de la figure 9 sera le centre autour duquel le point 103C tourne. Ce dernier centre sera, en général, différent, et ne se trouvera pas sur la surface du carter 24. Ce dernier centre peut être le point 103B en figure 9, lequel se trouve au-dessous de la surface. Les supports 101 en figure 7 sont dimensionnés de façon à pouvoir se monter à l'intérieur des bords axiaux 125 de l'anneau 22 (figure 7). Plus précisément, toutes les parties des supports se trouvent radialement à l'intérieur de l'anneau, et aucune partie d'un support n'est située axiale- ment à l'extérieur d'un bord axial 125 de l'anneau (S'agis- sant de la signification de "axialement à l'extérieur", l'élément 130 se trouve axialement à l'extérieur d'un bord axial 125 de l'anneau polygonal) . Un tel dimensionnement permet d'utiliser une enveloppe de forgeage plus petite pour les supports 101, par rapport à l'enveloppe 55 nécessaire pour les supports 36 de la technique antérieure, figure 8. De plus, l'enveloppe de forgeage de l'anneau polygonal peut être plus petite que celle de la technique antérieure. L'enveloppe de forgeage de la technique antérieure présente une longueur axiale L en figure 14. Dans la présente invention, l'enveloppe a une longueur axiale LL en figure 15. La nouvelle longueur axiale LL est plus petite car la nouvelle enveloppe n'a pas besoin de contenir les supports extérieurs 155 des figures 14 et 5: les supports 101 de la présente invention, figure 7, sont situés axialement à l'intérieur de l'anneau polygonal. Plus précisément, pour une largeur donnée R en figures 14 et 15, l'enveloppe de forgeage de la figure 15 (pour utilisation dans la présente invention) peut avoir une longueur axiale inférieure à celle de la figure 14 (technique antérieure). En outre, les supports sont placés de façon que (1) la fixation supportanneau et (2) les points de fixation support-carter chevauchent la ligne médiane 135 du carter en figure 11. Plus précisément, le point de fixation 103, qui - 10 - agit en centre de rotation comme cela est représenté en figure 10, se trouve sur le côté opposé de la ligne médiane par rapport aux points de fixation 110 et 112, qui relient le support à l'anneau. En d'autres termes, le point 103 se trouve dans un plan radial autre que les points 110 et 112. La ligne médiane 135, comme représenté en figure 11, coupe l'axe 140 du pas des pales 15 en figure 2. L'axe 140 est également représenté en figure 2, et constitue l'axe autour duquel les pales de l'hélice tournent pendant le changement du pas, comme indiqué par la flèche 145. Dans un autre aspect de l'invention, les supports 57 qui montent le capot 40 sur l'anneau polygonal 22P sont décalés par rapport à leurs positions des figures 4 et 5. Dans la technique antérieure, les supports 57 sont situés au droit des sections à moyeu 22B, comme indiqué en figures 5 et 6. Dans la présente invention, les supports 155 du capot (figure 7) sont placés sur les sections de connecteur 22A, et fixés à des flasques 150, figures 7, 11 et 12. Cette mise en place des supports 155 permet de réduire la déformation du capot 40 pour la raison suivante. Comme indiqué en figure 12, la charge centrifuge des pales de l'hélice provoque une dislocation des sections à moyeu dans la direction radiale de l'extérieur, c'est-à-dire dans le sens de la flèche 160. Ces sections dévient comme indiqué par la cote 170, alors que les sections de connecteur dévient suivant une quantité 165 plus petite. La raison pour laquelle les sections de connecteur dévient d'une moins grande quantité est que la force centrifuge des pales disloquent les sections 22B à moyeu et met les rails de connecteur29 en traction. Par conséquent, la fixation des supports 155 du capot aux rails 29 des sections de connecteur22A élimine la déformation du capot qui se produirait si les supports étaient fixés aux sections 22B à moyeu. Avec la présente invention, les sections 22B continuent à se déplacer dans la direction radiale de l'extérieur, comme indiqué par la cote en figure 12, mais un tel mouvement a pour simple effet de diminuer légèrement le jeu 183 entre l'anneau et le capot 40. Une caractéristique importante de la présente inven- tion est que les supports 101 de la figure 7 fléchissent jusqu'aux positions 101A représentées en tirets lorsque la dilatation thermique du carter 24 se produit par rapport à l'anneau 22P. Cependant, les bras 120 et 121 des supports ne se séparent pas, ou ne s'évasent pas, comme le font les bras 42 du support 36 de la technique antérieure (figures 4 et 5). Un tel évasement des bras peut être à l'origine de contraintes, voire d'endommagements, dans le voile 48 du support 36 (figure 5). Par exemple, la déformation des bras jusqu'aux positions 42P représentée en tirets a pour effet que la zone 180 du support est soumise à une compression, et la zone 185 à une traction. La répétition de cette déforma- tion provoque un recuit et une fragilisation du matériau dans la zone 48, ce qui est indésirable. Ainsi, on peut dire qu'il ne se produit aucune déformation importante des supports pendant la dilatation thermique: un évasement est absent, et les supports se cambrent simplement entre les positions 120A et 120B repré- sentées en tirets en figure 10 lors des cycles thermiques. Un tel cambrage n'est pas aussi dangereux en matière d'endomma- gement que l'évasement. Lors d'un évasement, la cote 47, figure 5, passe à la cote 47P. Cependant, les pattes 42 ne se cambrent guère: toute la déformation se produit dans le voile 48. Plus précisément, la totalité de la déformation est localisée dans le voile 48, lequel a la longueur 47C indiquée en figure 4. Par contraste, avec la présente invention, on élimine l'évasement, et seul un cambrage se produit. En outre, le cambrage est réparti sur toute la longueur 47D, figure 10, du support 101. Comme la longueur 47D est sensiblement plus grande que la longueur 47C du voile (représentée de façon - 12 - approximative), la déformation est répartie sur une plus grande partie du matériau et par conséquent le cambrage par unité de longueur se trouve réduit. En d'autres termes, la présente invention élimine l'évasement des pattes 42, figure 5, et donc réduit, voire élimine, les contraintes se produisant dans le voile 48. L'élimination des contraintes a pour effet de supprimer le gondolement qu'elles provoquent dans la zone 115, figure 7. On vient de décrire la présente invention dans le contexte de paires de pales de soufflante tournant dans des directions opposées. Cependant, on peut utiliser la présente invention avec un seul ensemble de pales (c'està-dire ne formant pas des paires). On peut apporter de nombreuses modifications et des variantes dans le cadre de la présente invention, tel qu'il est défini dans les revendications suivantes. Par exemple, la discussion précédente a été faite dans le cadre de pales d'hélice supportées par un anneau entourant un rotor sous forme de turbine. Cependant, il n'y a pas lieu que le rotor soit une turbine, mais celui-ci peut être une transmission par engrenage qui transfert de l'éner- gie entre une turbine à haute vitesse et l'anneau. -. X 2652793 REVENDICATION 1. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un anneau (22P), qui supporte une multitude de pales (15, 18) d'une hélice et qui entoure un rotor (41); b) une multitude de supports (101) en forme de V assurant la liaison entre l'anneau et le rotor, qui se cambrent sans s'évaser sensiblement en réponse à la dilata- tion thermique du rotor par rapport à l'anneau. 2. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un carter (24) de turbine qui: i) supporte un anneau (22) maintenant les pales (15, 18) d'une hélice, et ii) subit une dilatation thermique et, b) une multitude de connecteurs (22A) pour transmettre la charge de poussée et la charge due au couple entre l'anneau et le carter, la dilatation thermique provoquant le cambrage des connecteurs, et aucune autre déformation impor- tante. 3. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un carter (24) de turbine, qui: i) supporte un anneau (22) maintenant des pales (15, 18) d'une hélice, et ii) subit une dilatation thermique; et b) une multitude de supports (101), chacun pour fixation à deux emplacements respectifs (110, 112) ou plus sur l'anneau et un seul emplacement respectif (103) sur le carter. 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que les emplacements sur l'anneau ne se trouvent pas dans le même plan radial que ceux sur le carter. 5. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que les emplacements sur l'anneau et les emplacements sur -4 - le carter se trouvent sur le côté opposé des axes (140) du pas des pales de l'hélice. 6. Dispositif de propulsion d'avion, dans lequel le carter de la turbine supporte un anneau (22) qui maintient des pales (15, 18) d'une hélice, et dans lequel le carter subit une dilatation thermique, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un carter (24) de turbine qui: i) supporte un anneau (22) maintenant les pales de l'hélice, et ii) subit une dilatation thermique; et b) une multitude de groupes d'ancres (95, 96), chaque groupe comprenant des premier et second points d'ancrage (107, 108) sur l'anneau et comportant un seul troisième point d'ancrage (103) sur le carter; et c) des moyens pour connecter les premier, second et troisième points d'ancrage les uns aux autres. 7. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) une turbine (9; 12) ayant un carter (24) qui subit une dilatation thermique; b) un anneau (22) entourant la turbine qui subit une dilatation thermique inférieure à celle de la turbine; c) une multitude de pales (15, 18) d'hélice s'étendant à partir de l'anneau; d) une multitude de supports (101) pour transférer la charge due au couple et la charge due à la poussée entre l'anneau et le carter, dont la forme reste sensiblement constante en réponse à la dilatation thermique. 8. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) une turbine (9, 12) qui subit une dilatation thermique; b) un anneau (22) qui entoure la turbine; c) une multitude de pales (15, 18) d'hélice s'étendant - 15 - à partir de l'anneau; et d) une multitude de moyens pour relier l'anneau à la turbine, qui fléchissent en réponse à la dilatation thermique relative et qui ne subissent aucune déformation importante en réponse à la dilatation thermique. 9. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un anneau (22) qui entoure une turbine (9; 12) et supporte une multitude de pales (15; 18) d'hélice; et b) une multitude de supports (101) ayant la forme générale d'un V, chaque support ayant des pattes (120, 121) et un sommet, les pattes étant reliées à l'anneau et le sommet à la turbine. 10. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) une turbine (9; 12) pouvant tourner; b) un anneau (22) entourant la turbine; c) une multitude de pales (15; 18) d'hélice, supportées par l'anneau, et d) une multitude de supports (101) s'étendant entre l'anneau et la turbine, chaque anneau étant fixé (i) à la turbine par une seule attache et (ii) à l'anneau par deux attaches ou plus. 11. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qui'l comprend: a) une carter (24) de turbine qui supporte un anneau (22) maintenant des pales (15; 18) d'hélice, et b) une multitude de support (101) pour relier l'anneau au carter, tous étant situés entièrement entre les bords axiaux (125) de l'anneau (22). 12. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un carter (24) de turbine qui supporte un anneau (22) maintenant des pales (15; 18) d'hélice; et b) une multitude de supports (101) pour relier 16 - l'anneau au carter, toutes les parties de chaque support étant situées radialement à l'intérieur de l'anneau. 13. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) une turbine (9; 12) qui: i) comporte un carter (24) supportant un anneau (22) qui maintient des pales (15; 18) d'hélice, et ii) comporte des aubes (28) présentant des axes dans le sens radial; et b) une multitude de supports (101) s'étendant entre le carter et l'anneau, et ayant des point de fixation sur le carter qui coincident approximativement avec un plan radial contenant les axes. 14. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) une turbine (9; 12) qui: i) comporte un carter (24) supportant un anneau (22) qui maintient des pales (15, 18) d'hélice, et ii) comprend des aubes (28) ayant des axes radiaux et b) une multitude de supports (101) s'étendant entre le carter et l'anneau et fixés au carter de façon que le centre effectif de rotation de chaque support se trouve sur la surface du carter. 15. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un anneau (22) entourant un rotor (41) et qui comprend: i) des sections à moyeu (22B) qui supportent les pales (15; 18) d'une hélice, et ii) des sections à rail (29) qui connectent des sections à moyeu voisines; b) un capot (40) autour de l'anneau; et c) des moyens pour fixer le capot aux sections à rail. 16. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en - 17 - ce qu'il comprend: a) un anneau (22) entourant un rotor (41), l'anneau comprenant: i) des sections à moyeu (22B) qui: A) supportent des pales (15; 18) d'hélice; et B) subissent un déplacement radial en réponse à la force centrifuge appliquée aux pales; ii) des sections à rail (29) qui relient des sections à moyeu voisines; b) un capot (40) autour de l'anneau; et c) des moyens pour fixer le capot aux sections à rail de manière à réduire les effets pour le capot du déplacement radial. 17. Dispositif de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un anneau (22) entourant un rotor (41), l'anneau comprenant: i) des sections à moyeu (22B) qui: A) supportent des pales (15; 18) d'hélice; et B) subissent un déplacement radial en réponse à la force centrifuge due aux pales; ii) des sections à rail (29) qui relient des sections à moyeu voisines; b) un capot (40) autour de l'anneau; et c) des moyens pour fixer le capot à l'anneau de façon que ce dernier ne soit pas sensiblement affecté par le déplacement radial.