FR 2828908 A1 20030228 FR 0111023 A 20010823 L'invention concerne un procédé de réglage du diamètre d'un anneau de turbine à haute pression d'un turboréacteur équipant un aéronef, afin de réduire le jeu avec les extrémités d'aubes de rotor que cet anneau entoure. La difficulté d'obtenir un jeu constant entre les sommets d'aubes des rotors et les anneaux de stator qui les entourent, pendant le fonctionnement du moteur, est due aux dilatations et contractions mécaniques qui varient selon les conditions de vol et de régime du moteur, par suite des variations de vitesse et des différences d'inertie thermique des constituants de la turbine. On est donc contraint d'accepter des jeux plus importants à certains régimes de fonctionnement, ce qui implique une perte de rendement et une augmentation de la consommation spécifique de carburant. Dans ce qui suit, nous appelons masse"pilotante"la partie de l'élément du carter qui est réchauffée ou refroidie par des débits d'air, et dont les dilatations ou contractions définissent le diamètre de l'anneau de stator et par le fait même les jeux entre ledit anneau et les rotors. Pour réduire ces jeux, il est déjà connu de souffler de l'air de refroidissement prélevé dans un étage de compresseur sur le pourtour externe du carter. Le débit de cet air de refroidissement est modulé pour ajuster le déplacement de la masse"pilotante"en fonction des déplace- ments radiaux du rotor. FR 2 751 694 propose en outre de faire transiter un air de réchauffage à travers des cavités ménagées dans le carter entre son pourtour interne lié à l'anneau de stator et son pourtour externe impacté par l'air de refroidissement. Ce débit d'air de réchauffage est permanent et circule tangentiellement au coeur du carter. Le débit d'air de réchauffage prévu dans FR 2 751 694 est relativement faible, mais est permanent. Il entraîne donc, en régime de croisière, une consommation d'air chaud préjudiciable au rendement global du moteur. Le but de l'invention est d'apporter une amélioration au procédé décrit dans FR 2 751 694, qui permette de diminuer le jeu en régime de croisière, et apporte un gain de consommation spécifique. L'invention concerne donc un procédé de réglage du diamètre d'un anneau de stator de turbine à haute pression d'un turboréacteur équipant un aéronef, cet anneau étant lié au pourtour interne d'un élément de carter formant une masse"pilotante", ledit procédé consistant à souffler un air de refroidissement sur le pourtour externe de l'élément de carter et à faire circuler un gaz de réchauffage à travers l'élément de carter entre les pourtours interne et externe. Selon l'invention, le procédé est caractérisé par le fait que l'on régule le débit de gaz de réchauffage en fonction des phases de vol de l'aéronef. Avantageusement, on provoque une diminution du débit normal du gaz de réchauffage dans la phase de croisière. Encore plus avantageusement, on arrête le débit de gaz de réchauffement dans la phase de croisière. Ainsi, le jeu en phase de croisière et la consommation spécifique sont diminués par rapport à l'état de la technique. Dans la phase de décollage, le débit de gaz de réchauffage peut être supérieur au débit du même gaz selon l'état de la technique, cette disposition permet de diminuer le jeu à froid, et à fortiori le jeu en phase de croisière, pour un débit de gaz de réchauffage identique en croisière. Ce jeu sera encore diminué en régime de croisière, s'il n'y a pas de débit de gaz de réchauffage dans ce régime. Le débit de gaz de réchauffage peut être régulé en fonction de la pression du gaz de réchauffage, ou de la pression régnant à l'intérieur de la nacelle, cette dernière variant en fonction de l'altitude de l'aéronef. On peut également réguler le débit de gaz de réchauffage en fonction de sa température. Lorsque le régime du moteur diminue, la tem- pérature diminue, et le débit de gaz de réchauffage est diminué. La régulation du débit de gaz de réchauffage est réalisée au moyen de clapets commandés par des organes sensibles à la pression ou à la température. Ces clapets peuvent être disposés à l'intérieur ou à l'extérieur de la masse"pilotante". D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés, sur lesquels : la figure 1 est une demi-coupe selon un plan contenant l'axe de rotation du rotor, d'un élément de stator d'une turbine à haute pression selon l'état de la technique ; la figure 2 est une demi-coupe axiale d'un élément de stator de turbine à haute pression conforme à l'invention ; la figure 3 est une coupe radiale selon la ligne lil-lil de la figure 2 ; la figure 4 est une coupe radiale selon la ligne IV-IV de la figure 2 ; la figure 5 montre un premier type de dispositif de régulation de débit ; la figure 6 montre un deuxième type de dispositif de régulation de débit ; la figure 7 montre un troisième type de dispositif de régulation de débit ; la figure 8 est une demi-coupe axiale d'un élément de stator selon une variante de réalisation de l'invention ; la figure 9 est une coupe radiale selon la ligne IX-IX de la figure 8 ; et la figure 10 est une vue de dessus de l'élément de stator de la figure 9. La figure 1 montre un élément de stator 1 d'une turbine à haute pression d'un turboréacteur d'aéronef qui comporte des moyens de réglage du jeu J existant entre les extrémités 2 d'aubes mobiles 3 et un anneau 4 fixé sur le pourtour intérieur de l'élément de stator 1. L'élément de stator 1 présente dans sa zone externe entourant l'anneau 4 une masse"pilotante"5 dont les parois externes sont impactées par des jets 6 de gaz de refroidissement prélevé au niveau d'un compresseur. Selon l'état de la technique, montré sur la figure 1, la masse pilotante 5 comporte une cavité interne 7 alimentée en gaz de réchauffage par des conduits 8 reliant une chambre amont 9 à la cavité 7. Le gaz de réchauffage s'échappe vers une chambre aval 10 par des conduits 11. Les conduits 8 et 11 sont ménagés dans l'élément de carter 1. La chambre amont 9 entoure la veine de gaz issus de la chambre de combustion. Les gaz qui transitent par la chambre amont 9 sont plus chauds que les gaz de refroidissement 6, quel que soit l'endroit d'où ils sont prélevés. La cavité interne 7 présente une cloison radiale 12 ayant des ouvertures axiales pour le passage des gaz de réchauffage décalées circonférentiellement par rapport aux conduits 8 et 11. La cloison 12 constitue ainsi une chicane favorable à l'échange de chaleur. Dans l'état de la technique, décrit ci-dessus, le débit de gaz de réchauffage est permanent et il n'est pas prévu de moyens pour réguler ce débit en fonction des conditions de vol de l'aéronef et des régimes du moteur. Seul le débit des gaz de refroidissement est modulé en fonction de divers paramètres. Les figures 2 à 4 montrent les modifications apportées à l'élément de stator 1 selon un premier mode de réalisation de l'invention. Les pièces semblables à celles déjà décrites portent les mêmes références. Le dispositif d'éjection des gaz de refroidissement n'est pas montré sur ces figures par souci de clarté. La masse"pilotante"5 comporte deux séries de cavités 14 et 15 décalées axialement et séparées par une cloison étanche. Chaque cavité 14 ou 15 est alimentée en gaz de réchauffage à partir d'une chambre amont 9 par un conduit d'arrivée, référencé 16 pour la cavité amont 14 et 17 pour la cavité aval 15, et s'étend circonférentiellement sur 900 environ. Il y a donc quatre cavités amont 14 et quatre cavités aval 15 axialement juxtaposées. Les gaz de réchauffage circulent dans des directions opposées dans les cavités adjacentes 14 et 15 ainsi que cela est montré sur les figures 3 et 4, et aboutissent dans quatre chambres collectrices 18 d'où ils sont évacués vers l'intérieur de la nacelle. Chaque chambre collectrice 18 ainsi que cela est montré sur les figures 5,6 et 7 comporte sur l'une de ses parois des ouvertures de communication 19 et 20 avec respectivement une cavité amont 14 et une cavité aval 15, et sur une autre paroi un orifice d'évacuation 21 vers l'intérieur de la nacelle. L'orifice d'évacuation 21 peut être obturé par un clapet 22 disposé à l'extrémité d'une tige 23 actionnée par un dispositif de manoeuvre 24 logeant dans la chambre collectrice 18. Le dispositif de manoeuvre 24 montré sur la figure 5 comporte un piston 25 chargé par un ressort 26 et coulissant dans un cylindre 27. Le piston 25 partage l'intérieur du cylindre en deux chambres 28 et 29 qui sont en communication respective avec l'intérieur de la chambre collectrice 18 par un orifice 30 et avec l'intérieur de la nacelle par un orifice 31. Le piston 25 chargé par le ressort 26 se déplace ainsi en fonction de la différence de pression entre la pression du gaz de réchauffage et la pression régnant à l'intérieur de la nacelle. Le clapet 22 obture l'orifice d'évacuation 21 lorsque la pression des gaz de réchauffage diminue, c'est-à-dire lorsque le régime diminue ou l'altitude augmente, ce qui réduit le réchauffage de la masse"pilotante"5, et augmente le muscle de fermeture des jeux J en altitude en phase de croisière de l'aéronef, ou à bas régime du turboréracteur au sol. Il est à noter que l'orifice 31 peut être obturé sous la commande de l'électronique du turboréacteur selon les conditions de vol pour favoriser la fermeture de l'orifice 21 par le clapet 22. Lorsque le clapet 22 obture l'orifice d'évacuation 21, aucun gaz de réchauffage ne transite par les cavités 14 et 15 de la masse "pilotante" 5, ce qui diminue la consommation spécifique du moteur. Le dispositif de manoeuvre 24 de la tige 23 montré sur la figure 6 comporte une capsule anéroïde 32 disposée dans une chambre 33 dont l'intérieur communique avec l'intérieur de la nacelle par un orifice 34. Ici, le clapet 22 obture l'orifice d'évacuation 21 lorsque la pression à l'intérieur de la nacelle diminue, c'est-à-dire lorsque l'altitude augmente, ce qui réduit le réchauffage et augmente le muscle des jeux J en altitude, c'est-à-dire en phase de croisière de l'aéronef. Le dispositif de manoeuvre 24 de la tige 23, montré sur la figure 7 comporte une capsule thermostatique 35 disposée de telle manière que le clapet 22 obture l'orifice d'évacuation 21 lorsque la tempé- rature des gaz de réchauffage diminue, c'est-à-dire lorsque le régime du moteur diminue ou l'altitude de l'aéronef augmente. Le réchauffage de la masse pilotante 5 est alors diminué et le muscle de fermeture des jeux J est augmenté en altitude, en phase de croisière, ou à bas régime au sol. Au sol, il y a donc une diminution de l'overshoot EGT en accélération. Les figures 8,9 et 10 montrent un deuxième mode de réalisation de l'invention. La masse"pilotante"5 comporte une cavité annulaire 36 sectorisée par des dispositifs de régulation de débit 37 répartis angulaire- ment autour de l'axe de rotation de la turbine et intégrés dans la masse pilotante. Chaque secteur de cavité 36 communique, à une extrémité, avec une chambre amont 9 par un conduit d'arrivée 8 de gaz de réchauffage et, à l'autre extrémité, avec une chambre aval 10 par un conduit d'évacuation 11. Le conduit 11 débouche dans un puits 38 dans lequel est disposé un piston 39 chargé par un ressort 40. L'embouchure du conduit d'évacuation 11 est radialement espacé, de telle manière que le piston 39 puisse l'obturer, lorsque la pression des gaz de réchauffage est insuffisante, ce qui se produit à bas régime du moteur ou en altitude en phase de croisière. Les secteurs de cavité 36 sont équipés de perturbateurs 41 qui favorisent l'échange de chaleur entre les gaz de réchauffage et la masse"pilotante"5. Dans l'état de la technique, le débit de gaz de réchauffage est de 0,05 % du débit appelé W25. Dans la suite, nous appelons ce débit "débit de base". Du fait que l'invention permet de moduler le débit de gaz de réchauffage dans la phase de croisière, il est possible de calibrer les conduits d'amenée du gaz 8,16 et 17 et les conduits ou orifices d'évacuation 11 et 21, de telle manière que le débit de gaz de réchauffage soit égal ou supérieur au débit de base en phase de décollage, et soit nul ou égal au débit de base en phase de croisière. Si le débit de gaz de réchauffage est égal à trois fois le débit de base en phase de décollage et est égal au débit de base en phase de croisière, il est possible de diminuer notablement le jeu à froid, et l'on peut obtenir un gain de jeu radial J de 0,1 et une diminution de consommation spécifique de 0,33 %. Si le débit de gaz de réchauffage est égal au débit de base en phase de décollage, et est nul dans la phase de croisière, le gain de jeu radial J est de 0,22 et la diminution de consommation spécifique est de 0, 73%. Si on combine les deux résultats précédents en ayant un débit de gaz de réchauffage égal à trois fois le débit de base en phase de décollage et un débit de gaz de réchauffage nul en phase de croisière, le gain de jeu radial J peut atteindre 0,32 et le gain de consommation spécifique peut atteindre 1,07 %, ce qui est loin d'être négligeable. Il est à noter qu'un facteur de réalisation égal à 0,5 a été appliqué pour l'estimation du gain en jeu radial, et les coefficients d'échanges utilisés pour le calcul des gains de consommation spécifiques sont issus de l'expérience acquise sur le moteur dénommé CMF56. La mise en oeuvre de l'invention permet donc d'obtenir, pour un faible coût, un meilleur rendement du moteur. REVENDICATIONS 1. Procédé de réglage du diamètre d'un anneau de stator (4) de turbine à haute pression d'un turboréacteur équipant un aéronef, cet anneau (4) étant lié au pourtour interne d'un élément de carter (1) formant une masse"pilotante" (5), ledit procédé consistant à souffler un air de refroidissement sur le pourtour externe de l'élément du carter (1) et à faire circuler un gaz de réchauffage à travers l'élément de carter entre les pourtours interne et externe, caractérisé par le fait que l'on régule le débit de gaz de réchauffage en fonction des phases de vol de l'aéronef. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé par le fait que l'on provoque une diminution du débit du gaz de réchauffage dans la phase de croisière. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé par le fait que l'on arrête le débit de gaz de réchauffage dans la phase de croisière. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé par le fait que l'on régule le débit d'air de réchauffage en fonction de la pression du gaz de réchauffage. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait que l'on régule le débit d'air de réchauffage en fonction de la pression à l'intérieur de la nacelle. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé par le fait que l'on régule le débit de gaz de réchauffage en fonction de sa température. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé par le fait que l'on évacue le gaz de réchauffage à l'extérieur de l'élément de carter. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé par le fait que l'on régule le débit de gaz de réchauffage au moyen de clapets (22) situés à l'extérieur de la masse"pilotante" (5) et commandés par des organes (24) sensibles à la pression ou à la température. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé par le fait que l'on régule le débit de gaz de réchauffage au moyen de dispositifs (37) intégrés dans la masse"pilotante" (5).