FR 2659389 A1 19910913 FR 9102447 A 19910301 La présente invention concerne des systèmes de moteur à turbine à gaz d'avion qui permettent d'acheminer de l'air d'évacuation du système d'avion et de démarrer le moteur d'avion En particulier, la pré- sente invention concerne un système intégré de moteur à turbine à gaz d'avion qui permet de réaliser efficace- ment ces fonctions et également de réduire la traînée sur les nacelles d'avion ou sur d'autres surfaces en utilisant un air de couche limite d'écoulement lami- naire en tant qu'air acheminé au système d'air d'évacu- ation d'avion. Les avions modernes utilisent des moteurs à tur- bine à gaz qui, en plus de la propulsion, assurent des fonctions secondaires demandées par les systèmes de l'avion Ces fonctions secondaires incluent l'alimen- tation électrique, l'alimentation hydraulique et l'air d'évacuation de l'avion De l'air d'évacuation est normalement prélevé du compresseur du moteur et, après prérefroidissement avec de l'air de la soufflante (communément appelée fan) du moteur dans un échangeur de chaleur, est acheminé jusqu'à divers systèmes de l'avion tels qu'un système anti-glace d'enveloppe et d'aile et tels que le système de contrôle de l'environnement et de la pressurisation de la cabine des passagers qui permet de contrôler la température de l'air de la cabine des passagers Ces deux systèmes sont généralement appelés respectivement système anti- glace et système de contrôle de l'environnement Dans la mesure o il fait partie du système de circulation d'air de l'avion, l'air est également acheminé, suivant un écoulement en sens inverse, au moteur o il alimente un démarreur de moteur à turbine à air L'air pour dé- marrer le moteur peut être obtenu à partir d'un véhi- cule au sol, d'une unité d'alimentation auxiliaire si- tuée à bord ou à partir de l'air d'évacuation en prove- nance d'un autre moteur. L'extraction de l'air d'évacuation de l'avion à partir du compresseur de moteur a des effets défavo- rables sur le cycle de propulsion ainsi que sur la du- rée de vie du moteur L'air prélevé à l'intérieur du compresseur de moteur est pénalisé par la traînée de prise d'air (perte d'énergie cinétique) La poussée nette du moteur est égale à l'énergie cinétique d'échappement du moteur moins la traînée de prise d'air d'entrée La puissance de la turbine du moteur est né- cessaire pour comprimer l'air, et compte-tenu des pré- lèvements mentionnés ci-avant, il en résulte une baisse de l'efficacité du compresseur Par conséquent, la consommation de carburant supplémentaire est toujours associée à l'air d'évacuation (c'est-à-dire l'air qui ne produit pas de poussée) Ce carburant supplémentaire brûlé dans la chambre de combustion du moteur conduit à une température plus élevée des gaz qui sont acheminés à la turbine du moteur et à une réduction de la durée de vie des aubes de turbine Ces pénalisations doivent être subies afin que la turbine du moteur fournisse une puissance supplémentaire qui est associée à l'air d'évacuation Il n'est pas possible, sans une com- plexité non souhaitée, d'évacuer toujours l'étage du compresseur du moteur qui fournit exactement la pres- sion correcte qui est nécessaire pour le système anti- glace de l'avion ainsi que pour le système de contrôle de l'environnement de l'avion Typiquement, seulement deux ports d'évacuation sont prévus Par conséquent, l'air qui dépasse les nécessités de pression minimum est évacué, ce qui conduit à pénaliser plus que néces- saire le cycle du moteur du fait les systèmes de l'avion La plupart du temps, l'air d'évacuation est non seulement à une pression plus élevée que nécessaire mais il est également trop chaud Pour des raisons de sécurité incendie, la température maximum de l'air d'évacuation doit habituellement se situer dans une fourchette qui va de 230 C à 260 C environ Le contrôle de la température nécessite de refroidir l'air d'évacu- ation au moyen d'un dispositif de préréfrigération La plupart des moteurs modernes utilisent l'air du fan pour refroidir l'air d'évacuation du compresseur. L'utilisation de l'air du fan impose une pénalisation supplémentaire au niveau de la consommation en carburant En outre, le dispositif de préréfrigération est habituellement important et nécessite une tubulure d'admission d'air de fan qui produit une traînée Un moteur important typique à réacteur à double flux, com- munément appelé turbofan, consommera environ 3 % de car- burant supplémentaire et fonctionnera à une température de turbine plus chaude d'environ 10 'C pour fournir de l'air d'évacuation au système d'avion La présente in- vention aborde ces problèmes et déficiences qui carac- térisent les dispositifs de l'art antérieur ainsi que les dispositifs classiques qui sont utilisés pour ache- miner de l'air d'évacuation à l'avion. Un second aspect de la présente invention concerne le démarreur qui est entraîné par l'air du mo- teur Des démarreurs à air sont classiquement consti- tués par des turbines qui sont actionnées par air et qui sont montées sur le train d'engrenage auxiliaire du moteur La turbine de démarrage tourne à une vitesse très élevée et entraîne le moteur par l'intermédiaire d'un système d'engrenage planétaire lors de l'accélération du moteur jusqu'à une vitesse située juste en-deçà du ralenti Une fois que le moteur est démarré, il commence à développer sa propre puissance et, à une vitesse inférieure au ralenti, il accélère sans le démarreur Un embrayage mécanique à roue libre permet au démarreur de se désengager puis l'air du dé- marreur est coupé et la turbine de démarrage passe au repos Pendant le reste du vol, le démarreur n'est uti- lisé à aucune fin et représente simplement un poids supplémentaire qui est porté tout au long du vol par l'avion Dans certaines circonstances de vol très par- ticulières de l'avion, le démarreur peut quelquefois être utilisé pour redémarrer en urgence le moteur, mais seulement à des conditions o la vitesse du fonctionne- ment en moulinet du moteur est suffisamment faible de telle sorte que l'embrayage du démarreur puisse être engagé sans dommage, dommage qui pourrait être dû à ce que l'on appelle un engagement brutal Les démarreurs de moteur ne peuvent pas être utilisés lors de condi- tions normales de vol de l'avion à la vitesse de croi- sière dans lesquelles le seul moyen pour redémarrer est le moteur qui fonctionne librement en moulinet Un avantage de la présente invention réside dans le fait qu'elle permet un fonctionnement du démarreur à air pour l'ensemble des conditions de vol d'un avion, et ce faisant, elle évite le retard au redémarrage du moteur qui peut être associé à des conditions de vol qui sont défavorables à des redémarrages rapides en moulinet La présente invention améliore en outre la solution appor- tée au problème du redémarrage en utilisant la turbine de démarrage quelles que soient les conditions de fonc- tionnement en tant que moyen pour améliorer la perfor- mance du compresseur d'air d'évacuation auxiliaire. Un troisième aspect de la présente invention concerne le refroidissement du compartiment du moteur. De l'air de refroidissement est classiquement prélevé du conduit du fan du moteur et est utilisé en tant qu'air de refroidissement pour ventiler des accessoires de moteur montés à l'extérieur du châssis principal du moteur Cet air est particulièrement nécessaire aux commandes électroniques ainsi qu'aux composants élec- triques L'air de refroidissement est également utilisé en conjonction avec des systèmes de commande de jeu de compresseur et de turbine, avec des systèmes qui com- mandent l'espace entre des aubes en rotation et des pa- rois de châssis adjacentes afin d'empêcher des frotte- ments et des jeux excessifs Un autre avantage qui conduit à économiser du carburant, selon un mode de réalisation de la présente invention, consiste à utili- ser la turbine en l'associant au démarreur du moteur ainsi qu'au compresseur d'air d'évacuation auxiliaire en tant que moyen pour refroidir l'air qui peut alors être utilisé pour le refroidissement du compartiment du moteur, pour le refroidissement des commandes électro- niques ou de la commande du jeu. Un quatrième aspect de la présente invention concerne la traînée aérodynamique qui est associée aux nacelles de moteur, aux cheminées et à d'autres sur- faces qui constituent des voies d'écoulement pour l'avion Lorsque de l'air s'écoule sur et au-dessus d'une surface telle qu'une nacelle de moteur, il constitue progressivement une couche limite à faible vitesse dont l'épaisseur augmente A l'intérieur de cette couche limite, une partie de la composante de vi- tesse du courant libre est convertie en un accroisse- ment de la pression statique Il résulte de cette aug- mentation de la pression statique qu'un certain point d'épaisseur de couche limite et de diffusion est at- teint, et pour ce point, un reflux provoque le passage de la couche limite jusque là laminaire à l'état turbu- lent Dans la région de turbulence, une quantité consi- dérable de la pression totale est convertie en tempéra- ture statique qui est représentée thermodynamiquement par une augmentation de l'entropie A l'instant o la couche limite décolle de la surface ou dans le cas par- ticulier d'un moteur à turbine à gaz d'avion, à l'instant o la couche limite quitte l'extrémité de la nacelle, une perte de la pression totale qui ne peut être recouvrée se produit L'important accroissement de l'entropie qui est associé à la turbulence est lié à l'énergie cinétique de l'air La turbulence accroit également la pression statique qui a déjà augmenté, ce qui peut augmenter l'intensité de la force exercée par la pression sur ladite surface et dirigée vers l'arrière Par ailleurs, si l'épaisseur de la couche limite est maintenue petite, la séparation et la turbu- lence ne se produisent pas et la traînée peut être sen- siblement réduite Un moyen pour éviter l'augmentation de l'épaisseur de la couche limite consiste à pomper ou à évacuer de l'air de la couche limite au travers de trous ménagés dans la surface Des pompes ou compres- seurs de couche limite seraient souhaitables d'un point de vue aérodynamique mais du fait des vitesses relati- vement importantes de l'écoulement d'air qui sont asso- ciées à un pompage ou à une évacuation efficace de la couche limite, le concept n'a pas été adapté pour mo- derniser les avions et les moteurs Par conséquent, un problème que la présente invention doit résoudre consiste à utiliser de manière efficace et économique le compresseur auxiliaire du moteur pour pomper et com- primer l'air de la couche limite de l'écoulement lami- naire. Afin de maximiser l'efficacité de la présente in- vention, le mode de réalisation particulier de la pré- sente invention se propose de résoudre un problème qui concerne l'adaptation du mode opératoire du compresseur auxiliaire (rapport de pression et écoulement) aux règles exigées par les systèmes de l'avion en ce qui concerne la pression et l'écoulement, ces systèmes étant classiquement alimentés par de l'air d'évacuation du moteur Il se produit toujours des conditions de fonctionnement dans lesquelles le système veut des pressions plus élevées à des écoulements plus faibles que ceux que le compresseur peut délivrer sans caler (écoulement trop faible pour la vitesse de fonctionne- ment nécessaire pour produire la pression demandée) Le compresseur doit pouvoir délivrer cet écoulement parti- culier et éviter le calage Cependant, cet écoulement particulier constitue une perte supplémentaire en terme à la fois de puissance supplémentaire dans le compres- seur et de traînée de prise d'air, cette dernière étant associée à l'amenée de l'air dans le moteur (également en terme de puissance de fan supplémentaire si la source d'air est constituée par le conduit de fan) Le mode de réalisation particulier de la présente inven- tion fournit une solution économique qui permet d'économiser du carburant, cette solution permettant de résoudre ce problème en ne se contentant pas d'évacuer simplement l'écoulement inutilisé L'invention fournit un moyen pour extraire de la puissance de cet écoule- ment supplémentaire après sa compression Qui plus est, après que l'écoulement supplémentaire a traversé la turbine à air qui est également utilisée pour démarrer le moteur et après qu'il est détendu et que la puis- sance utile a été extraite pour aider à entraîner le compresseur, l'écoulement supplémentaire est utilisé pour refroidir le compartiment du moteur, les commandes électroniques ou une partie du système de contrôle du jeu. Par conséquent, un objet de la présente invention consiste à fournir un moteur à turbine à gaz d'avion qui soit plus efficace et qui ait une durée de vie plus longue, et ce en réduisant ou en éliminant l'évacuation de l'air du compresseur de moteur ainsi que son dispo- sitif de préréfrigération par air de fan qui lui est associé. Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un système qui fonctionne avec du carburant et qui soit efficace pour acheminer de l'air comprimé au système anti-glace de l'avion ainsi qu'au système de contrôle de l'environnement de l'avion. Un autre objet de la présente invention consiste à assurer au moteur une possibilité de redémarrage ou réallumage en vol, ce redémarrage ou réallumage étant rapide et fiable. Encore un autre objet de la présente invention consiste à fournir au moteur un démarreur qui évite la nécessité d'un engagement brutal lors d'un redémarrage en vol. Un autre objet de la présente invention consiste à fournir de l'air de refroidissement afin de refroidir le compartiment du moteur, les commandes électroniques ou le système de commande du jeu. Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire la traînée de l'avion selon une ma- nière efficace du point de vue de la consommation en carburant. Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire le coût et la complexité d'un moteur à turbine à gaz d'avion. Encore un autre objet de la présente invention consiste à simplifier le système de vanne et de conduit qui est associé à un moteur à turbine à gaz d'avion. Pour résumer, selon un aspect de la présente in- vention, un moteur à turbine à gaz d'avion est muni d'un système à air comprimé auxiliaire qui inclut un compresseur auxiliaire afin d'obtenir de l'air d'évacuation d'avion souvent appelé air d'évacuation d'entretien, un moyen pour entraîner mécaniquement le compresseur auxiliaire depuis un rotor du moteur à tur- bine à gaz et un moyen de variation de cycle pour faire fonctionner le cycle du compresseur auxiliaire indépen- damment de celui du compresseur du moteur à turbine à gaz d'avion Dans un mode de réalisation particulier, le moyen de variation de cycle comprend une commande à vitesse variable qui est en relation d'entraînement mé- canique avec le compresseur et qui est entraînée par un rotor du moteur à turbine à gaz Un mode de réalisa- tion davantage particulier comporte une turbine à air qui est montée sur un arbre qu'elle partage en commun avec le compresseur auxiliaire ainsi qu'un moyen pour diriger l'air vers la turbine, ce moyen étant efficace pour démarrer le moteur à turbine à gaz, et ce mode de réalisation inclut également un système de commande électronique du moteur pour commander le système. Selon un autre mode de réalisation de la présente invention, un moteur à turbine à gaz d'avion qui a une nacelle est muni d'une chemise externe perforée qui est reliée à un collecteur annulaire situé au-dessous de la chemise perforée Le collecteur est relié par un conduit à un compresseur auxiliaire qui pompe ou évacue la couche limite hors de la partie perforée de la na- celle La décharge du compresseur s'écoule jusqu'à une turbine à air qui est à son tour en relation d'entrai- nement mécanique avec le compresseur Le compresseur est entraîné par l'intermédiaire d'une liaison mécani- que au moyen d'une commande à vitesse variable qui est déconnectée de la puissance prélevée ou de l'arbre de commande auxiliaire du moteur à turbine à gaz et la commande à vitesse variable est commandée par une commande électronique Dans un mode de réalisation de l'invention, le compresseur et la turbine utilisent des aubes directrices d'entrée variables ainsi que des tuyères pour optimiser la performance des systèmes. Dans le mode de réalisation particulier, le compresseur et la turbine sont sur le même arbre, à savoir l'arbre de sortie de la commande à vitesse variable Le conduit comprend des vannes qui sont prévues pour permettre à au moins une partie de l'air de décharge du compresseur d'être acheminée jusqu'à un conduit d'évacuation d'avion o elle peut être utilisée pour répondre aux besoins d'évacuation de l'avion tels que ceux du condi- tionnement d'air et du système anti-glace L'air res- tant circule et se détend au travers de la turbine à air qui remplit trois fonctions La première consiste à permettre au compresseur de faire passer davantage d'écoulement qu'il n'en est demandé par le système d'évacuation de l'avion, ce qui évite au compresseur de caler La seconde fonction consiste à extraire de l'énergie d'une partie de l'écoulement du compresseur et la troisième consiste à détendre l'écoulement au travers de la turbine afin de refroidir l'écoulement puis de le faire circuler à l'intérieur du compartiment du moteur o il peut être utilisé pour refroidir les accessoires du moteur, la commande électronique ou en relation avec des systèmes de commande du jeu du mo- teur. Ces objets, caractéristiques et avantages ainsi que d'autres apparaîtront à l'évidence à la lecture de la description détaillée qui suit que l'on lira en re- lation avec les figures annexées parmi lesquelles: la figure 1 est une vue en coupe transversale d'un moteur à turbine à gaz qui comprend une nacelle dont une partie antérieure est perforée et qui inclut également un mode de réalisation du système d'évacuation de couche limite intégré au démarreur; la figure 2 est une représentation schématique du mode de réalisation particulier, cette représentation montrant de façon générale les divers éléments, les conduits de connexion et les vannes selon la présente invention; et il la figure 3 est une vue en coupe transversale du compresseur auxiliaire et du train d'engrenage à vi- tesse variable selon la présente invention. La figure 1 représente un moteur à turbine à gaz typique 2 qui inclut un mode de réalisation de la pré- sente invention qui est appelé système d'évacuation de couche limite intégré au démarreur et qui est conçu pour évacuer ou pomper une partie de la couche limite à partir d'une nacelle 10 Le moteur 2 comporte une na- celle 10 qui a une partie externe antérieure de nacelle 14 sur laquelle sont disposées des perforations 18 qui conduisent à l'intérieur d'un collecteur annulaire 20, lequel comprend un moyen d'évacuation de couche limite 22 Alternativement, on peut substituer à la partie an- térieure perforée 14 une chemise poreuse ou une chemise pourvue de minces fentes segmentées qui sont disposées de manière circonférencielle autour de la nacelle afin d'évacuer une partie de la couche limite pour forcer un écoulement laminaire sur une partie substantielle de la nacelle Le moteur 2 comporte également un compresseur auxiliaire 24 et une turbine à air 56 qui sont posi- tionnés sur un rotor commun 55 ainsi qu'un dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 qui commande la vitesse du compresseur 24 Le mode de réalisation par- ticulier propose un assemblage appelé ci-après système de turbocompresseur 25 qui comprend un compresseur auxiliaire 24, une turbine à air 56 et un dispositif d'entraînement à vitesse variable 36, et dans cet as- semblage, le compresseur auxiliaire et la turbine à air sont montés sur un rotor commun 55 qui est couplé à un arbre de sortie 33 du dispositif d'entraînement à vi- tesse variable ou qui fait corps avec. Sur la figure 2, le collecteur 20 est relié au moyen de conduits à une entrée de compresseur à aubes variables 28 du compresseur auxiliaire 24 Le compres- seur auxiliaire 24 est entraîné par l'intermédiaire d'un arbre 58 qui représente de manière schématique le rotor 55 de la figure 1, par un dispositif d'entraî- nement à vitesse variable 36 dont la vitesse est régulée au moyen d'une commande électronique de moteur 46 Alternativement, une commande électronique distinc- te ou une commande hydromécanique peuvent être utili- sées La puissance est acheminée jusqu'au dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 depuis un arbre de rotor de moteur à turbine à gaz 48 par l'intermédiaire d'un train d'engrenage interne 50 qui est relié au moyen d'un arbre de prélèvement de puissance 52 à un train d'engrenage de tranfert 40 qui est relié par entraînement au dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 au moyen d'un arbre d'entraînement 41 qui peut être un arbre flexible. Le mode de réalisation particulier représenté sur la figure 2 comporte un conduit d'entrée 21 qui relie le compresseur 24 à son collecteur d'alimentation en air 20 Une autre alimentation en air il (de l'air dé- rivé du fan peut être utilisé) est en communication d'alimentation de fluide avec le conduit d'entrée 21 par l'intermédiaire d'un autre conduit d'alimentation en air 13 et une vanne 15 est disposée entre le conduit d'entrée 21 et l'autre conduit d'alimentation en air 13 La vanne 15 permet de commander l'écoulement d'air qui va jusqu'au compresseur auxiliaire 24, et ce fai- sant, permet à l'air qui provient de l'autre alimenta- tion en air il d'être utilisé pour répondre aux néces- sités d'une densité plus grande de l'écoulement d'entrée Le système constitué par le compresseur 24 et par la turbine à air 56 est monté sur un arbre commun 58 qui peut être relié à l'arbre de sortie 30 du dispo- sitif d'entraînement à vitesse variable 36 ou qui peut être une extension de cet arbre Un conduit 60 amène l'écoulement de sortie du compresseur 24 jusqu'à une entrée de turbine à tuyère variable 57 de la turbine à air 56 Une vanne de compresseur 61 est disposée dans le conduit 60, en aval du système de compresseur 24 et une vanne de turbine 63 est disposée dans le conduit , entre la vanne de compresseur 61 et la turbine à air 56 Un conduit d'évacuation 65 du système d'évacuation de couche limite intégré au démarreur re- lie le conduit 60 en un point de jonction situé entre la vanne de compresseur 61 et la vanne de turbine 63 à une vanne d'évacuation 68 depuis laquelle de l'air com- primé est prélevé pour répondre aux besoins d'évacu- ation de l'avion, l'air évacué correspondant étant acheminé à des dispositifs représentés de manière schématique par un bloc 70 sur la figure 2, tels qu'un dispositif anti-glace et qu'un dispositif de condition- nement d'air Lors d'un fonctionnement à vitesse de croisière normale, une partie de l'écoulement de sortie de l'air comprimé du système de compresseur 24 est ca- nalisée au travers du conduit d'évacuation 65 du sys- tème d'évacuation de couche limite intégré au démarreur afin d'être utilisée pour divers besoins des systèmes de l'avion L'écoulement en excès provient du compres- seur 24 est canalisé jusqu'à la turbine à air 56 au travers de l'entrée de turbine à aubes variables 57 o il est détendu au travers de la turbine et utilisé pour restituer une certaine énergie au système afin d'aider à l'entraînement du compresseur 24 Dans le mode de réalisation particulier, un conduit d'échappement de turbine 96 canalise l'écoulement de sortie de la tur- bine à air 56, o l'écoulement a été détendu et re- froidi, jusqu'au conduit de refroidissement 90 à partir duquel il s'écoule alors jusqu'à un point situé à l'intérieur d'une enveloppe de coeur 71 représenté sur la figure 1 afin de constituer un écoulement de refroi- dissement destiné à des dispositifs auxiliaires du mo- teur tels que le système de commande électronique et le système de commande du jeu. Comme représenté de manière schématique sur la figure 2, la turbine à air 56 peut également être uti- lisée pour des démarrages du moteur à terre et en vol et pour ce faire, on se sert d'un air de démarrage qui provient soit d'une alimentation en air de démarrage située à terre 82, soit d'une unité de puissance auxi- liaire montée sur l'avion 84, soit d'une évacuation d'air de moteur en croix 88 qui acheminent de l'air comprimé au travers d'une vanne d'alimentation en air 1 o de démarrage 75 jusqu'au conduit d'évacuation d'avion ainsi que jusqu'à la turbine à air 56 L'air d'échappement qui provient de la turbine à air 56 s'écoule ensuite au travers d'un conduit d'échappement de turbine 96 dans le conduit de refroidissement de mo- teur 90 Lors du démarrage du moteur, la vanne de com- presseur 61 est fermée et la vanne d'alimentation en air de démarrage 75 est ouverte Les vannes d'entrée de compresseur 28 sont également fermées de manière à ré- duire la quantité de puissance qui est prélevée au ni- veau de la turbine 56 pour entraîner le compresseur 24. Une vanne de décharge du compresseur auxiliaire 78 est ouverte pour permettre à l'écoulement qui provient du compresseur 78 de passer au travers du conduit de re- froidissement de moteur 90. Le dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 contribue à l'obtention d'une utilisation optimale du compresseur auxiliaire 24 et de la turbine à air 56 ainsi qu'à l'adaptation des vitesses du compresseur auxiliaire 24 et de la turbine à air 56 en fonction des conditions de fonctionnement du moteur Ce système ré- duit le temps nécessaire au démarrage du moteur du fait qu'il peut fournir davantage de puissance pour un ren- dement maximum de la turbine lors du démarrage du mo- teur Un autre avantage réside dans le fait que, puisque le système selon la présente invention est tou- jours relié mécaniquement à l'arbre de moteur 58 par l'intermédiaire du dispositif d'entraînement à vitesse variable 36, ce système peut redémarrer rapidement un moteur qui a subi un arrêt en vol sans qu'il y ait un engagement brutal. La présente invention inclut des modes de réali- sation davantage spécifiques et diverses combinaisons de types de compresseurs auxiliaires 24 et de turbines à air 56 peuvent être envisagés pour maximiser le ren- dement ainsi que pour s'adapter aux conditions de fonc- tionnement du moteur d'avion Comme représenté sur la figure 3, le mode de réalisation particulier comprend un système de compresseur axial et centrifuge à deux étages 24 ainsi qu'une turbine à air à entrée radiale à un seul étage 56 D'autres alternatives envisagées sont constituées par un système de compresseur axial à étages multiples 24 et par une turbine à air axiale à étage unique 56 ou par un système de compresseur cen- trifuge à un seul étage 24 et par une turbine à air à action axiale 56. Sur la figure 3, le turbocompresseur 23 est re- présenté sous la forme d'un unique assemblage ou dispo- sitif qui comprend le compresseur auxiliaire 24 de la turbine à air 56 et qui est relié au dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 au moyen de colle- rettes indiquées de façon générale en 205 Le compres- seur auxilaire 24 comporte une entrée de compresseur à aubes variables 28 qui a des aubes à incidence variable 210 pour commander la prérotation de l'air qui va au * compresseur 24 Le compresseur auxiliaire 24 a un pre- mier étage axial indiqué de façon générale par des aubes de compresseur axiales 220, des aubes directrices de stator axiales 230, un étage centrifuge représenté par une aube de compresseur centrifuge 240 et un diffu- seur formant stator 250 Les aubes tournantes 220 et 240 sont montées sur le rotor 55 Le turbocompresseur 23 comporte en outre une spirale de sortie de compres- seur 260 qui recueille l'air comprimé qui provient du diffuseur 250 et qui le canalise jusqu'au conduit 60 (représenté sur la figure 2) puis qui, à la demande, canalise une partie de l'air comprimé en provenance du compresseur auxiliaire 24 ou du conduit d'évacuation 65 (représenté sur la figure 2) du système d'évacuation de couche limite intégré au démarreur jusqu'à la turbine à air 56. Le turbocompresseur 23 comporte une spirale d'entrée de turbine 270 qui permet de recevoir de l'air comprimé qui provient du compresseur 24 ou du conduit d'évacuation 65 du système d'évacuation de couche li- mite intégré au démarreur et de le canaliser jusqu'à l'entrée de turbine à tuyère variable 57 de la turbine à air 56 L'entrée de turbine variable 57 comporte des aubes directrices d'entrée de turbine 280 et des aubes directrices de tuyère variables d'entrée de turbine 290 En aval des aubes directrices de tuyère variables 290 sont positionnées des aubes de turbine d'entrée ra- diales 300 qui sont fixées au rotor commun 55 pour ex- traire de l'énergie de l'écoulement d'air comprimé qui est envoyé à la turbine à air 56 et pour la communiquer au rotor commun En aval de l'étage de turbine d'entrée radiale sont positionnées des entretoises 310 qui constituent des supports structurels pour un palier postérieur 316 du turbocompresseur Une spirale de sor- tie de turbine 320 collecte l'air d'échappement qui provient de la turbine à air et l'achemine jusqu'à l'échappement de turbine 91 de la figure 2. Dans le mode de réalisation représenté sur la fi- gure 3, le turbocompresseur 23 est monté en amont du dispositif d'entraînement à vitesse variable 36, géné- ralement au niveau de collerettes 205 par opposition au mode de réalisation représenté sur la figure 1 o le dispositif d'entraînement à vitesse variable est monté en amont du turbocompresseur 23 L'emplacement du sys- tème de turbocompresseur 25 qui comprend le compresseur auxiliaire 24 et la turbine à air 56 dépend des contraintes et de l'espace disponible pour l'avion considéré et pour l'installation du moteur à turbine considérée Le système de compresseur peut également être placé au niveau de la partie supérieure du moteur, par exemple dans la cheminée du moteur. La présente invention a divers modes de fonction- nement qui correspondent à des conditions de fonction- nement en vol différentes Dans un mode de réalisation de la présente invention, à des conditions de fonction- nement nominales et avec le moteur à turbine à gaz 2 en place, le système d'évacuation de couche limite intégré au démarreur est conçu pour réduire la traînée sur la nacelle 10, et ce au moyen d'une évacuation de la couche limite à partir d'une partie antérieure de la nacelle 14 ou à partir de la totalité de cette nacelle. Sur la figure 2, la vanne de compresseur 61 est posi- tionnée selon une position ouverte et la vanne 78 est positionnée selon une position fermée Le compresseur auxiliaire 24 peut alors évacuer la couche limite de la partie antérieure 14 de la nacelle 10 en l'entraînant au travers des perforations 18 ménagées dans le collec- teur 20 puis au travers du conduit d'entrée de compres- seur 21 Le compresseur auxiliaire 24 achemine ensuite l'air d'évacuation de l'avion au travers du conduit d'évacuation 65 du système d'évacuation de couche li- mite intégré au démarreur jusqu'à la vanne d'évacuation d'avion 68 Puis l'avion peut utiliser l'air à des fins classiques tels qu'un dispositif anti-glace et tel qu'un dispositif de conditionnement d'air de la cabine des passagers. Le système de turbocompresseur 25 est entraîné par le rotor haute pression 48 du moteur à turbine à gaz 2 au moyen d'une série d'arbres d'entraînement et de trains d'engrenages A des fins d'illustration, le mode de réalisation représenté sur les figures 1, 2 et 3 montre que la puissance est prélevée du rotor haute pression 48 au moyen d'un train d'engrenage interne 50 et qu'elle est ensuite transmise au dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 par l'intermé- diaire d'un arbre de prélèvement de puissance 50, jusqu'à un train d'engrenage de transfert 40 qui entraîne alors un arbre d'entraînement 41 L'arbre de prélèvement de puissance 52 est un arbre d'entraînement radial et le train d'engrenage de transfert 40 est un train d'engrenage à angle droit qui fait tourner la puissance prélevée de 90 D'autres arrangements de transmission et d'autres types de transmission peuvent être utilisés pour acheminer la puissance jusqu'au dis- positif d'entraînement à vitesse variable 36 tels qu'un entraînement direct du rotor 48 ou en utilisant un train d'engrenage de transfert qui fait tourner la puissance prélevée sur un angle qui est sensiblement inférieur à 90 , tel que peut-être un angle de 350 de telle sorte que le système de turbocompresseur 25 puisse être monté en un emplacement particulier. Dans le mode de réalisation particulier, la com- mande électronique 46 commande la vitesse du compres- seur auxiliaire 24 en réglant la vitesse de sortie du dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 et cal- cule également la vitesse correcte à laquelle le com- presseur auxiliaire 24 doit fonctionner afin de fournir la pression et la vitesse d'écoulement souhaitées en sortie du compresseur La commande 46 assure également une protection contre les sur-vitesses, les sur-tempé- ratures et le calage, et ce pour le compresseur auxi- liaire 24 ainsi que pour la turbine à air 56 A faible altitude, lorsque le compresseur auxilaire 24 fonc- tionne selon un écoulement modifié réduit, l'entrée de compresseur à aubes directrices variables 28 est gra- duellement fermée mais n'est pas obturée afin d'assurer davantage de marge de calage au compresseur auxiliaire. L'écoulement en excès qui provient du compresseur auxi- liaire 24 est canalisé au travers du conduit 60 jusqu'à la turbine à air 56 du fait de l'ouverture de la vanne de turbine 63 La quantité d'écoulement qui traverse la turbine à air est modulée en commandant l'entrée de turbine à tuyère variable 57 au moyen de la commande électronique 46 L'échappement qui provient de la tur- bine à air 56 est dirigé au travers du conduit d'échappement de turbine 96 à l'intérieur du conduit de refroidissement 90 qui, dans ce mode de réalisation particulier, est localisé à l'intérieur de l'enveloppe du coeur, comme représenté sur la figure 1, et qui est utilisé pour refroidir divers accessoires du moteur, des commandes électroniques ainsi que d'autres systèmes qui sont en relation avec la commande du jeu du moteur. La turbine à air 56 est initialement utilisée pour démarrer le moteur 2 et par conséquent, elle est reliée par l'intermédiaire du conduit 60 et du conduit d'évacuation 65 du système d'évacuation de couche li- mite intégré au démarreur au conduit d'air d'avion 70. Dans le cas d'un arrêt en vol du moteur et d'un redé- marrage qui s'ensuit, un système de compresseur simi- laire, tel qu'un système à évacuation de couche limite intégré au démarreur, d'un autre moteur peut être uti- lisé en fonctionnement pour acheminer de l'air pressu- risé au travers du système de conduit d'avion 70 afin de démarrer le moteur qui est arrêté Un tel système est souvent appelé système en croix. Le démarrage du moteur est réalisé au moyen de l'air qui s'écoule au travers du système de conduit d'air d'avion 70 jusqu'au conduit d'évacuation 65 du système d'évacuation de couche limite intégré au démar- reur La vanne de compresseur 61 est fermée La vanne de décharge 78 est ouverte et l'entrée de compresseur à aubes directrices variables 28 est pratiquement totale- ment fermée afin de minimiser la puissance délivrée au compresseur 24 lors du processus de démarrage La vanne de turbine 63 est graduellement ouverte afin d'amener la turbine à air 56 jusqu'à une vitesse prédéterminée qui, pour notre propos, s'avère être d'environ 25000 tours par minute Le dispositif d'entraînement à vi- tesse variable 36 est commandé par la commande électro- nique de moteur 36 de manière à fournir un couple pra- tiquement constant au rotor de moteur 48 lors de la phase initiale de mise en rotation du moteur Au-delà d'une vitesse de démarrage prédéterminée, c'est-à-dire une vitesse à laquelle le carburant peut être enflammé à l'intérieur de la chambre de combustion du moteur sans engendrer un calage du compresseur de moteur ou des températures de turbine excessives, la commande électronique de moteur 46 règle le dispositif d'entraînement à vitesse variable 36 afin de délivrer une puissance prédéterminée constante au moteur 2 et règle également l'entrée de turbine à tuyère variable 57 afin de faire fonctionner la turbine à air 56 selon une vitesse variable et selon une sortie de puissance constante. La présente invention a été décrite au moyen d'exemples Il est bien entendu que la terminologie qui a été utilisée entend s'inscrire dans le droit fil de la description et ne constitue en rien une limitation de la présente invention. Bien évidemment, bon nombre de modifications et de variantes de la présente invention sont possibles à la lumière de ce qui a été dit précédemment Par consé- quent, il est bien entendu que la présente invention peut être mise en oeuvre selon d'autres voies que celles décrites ici pourvu que l'on reste dans le cadre de cette invention. REVENDICATIONS 1 Dispositif permettant d'acheminer de l'air d'évacuation d'avion en provenance d'un moteur à tur- bine à gaz d'avion ( 2) qui comporte un rotor ( 55), ce dispositif étant caractérisé en ce qu'il comprend un compresseur auxiliaire ( 24); un moyen pour entraîner mécaniquement le compres- seur auxiliaire ( 24) depuis le rotor ( 55) du moteur à turbine à gaz ( 2) ; et un moyen de variation de cycle pour faire fonc- tionner le cycle du compresseur auxiliaire ( 24) indé- pendamment du cycle du moteur à turbine à gaz d'avion ( 2). 2 Dispositif selon la revendication 1, carac- térisé en ce que le moyen de variation de cycle com- prend un dispositif d'entraînement à vitesse variable ( 36) qui est en relation d'entraînement mécanique avec le compresseur auxiliaire ( 24) et qui est relié par en- traînement au rotor de moteur à turbine à gaz ( 55). 3 Dispositif selon la revendication 2, carac- térisé en ce que le moyen de variation de cycle com- prend en outre un système de commande électronique ( 46) pour commander ledit dispositif. 4 Dispositif selon la revendication 3, carac- térisé en ce qu'il comprend en outre une turbine à air ( 56) montée sur un arbre commun ( 58) avec le compres- seur auxiliaire ( 24) et un