FR 2937678 A1 20100430 FR 0857205 A 20081023 Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des turbopropulseurs comportant au moins un ensemble de pales de soufflante à orientation réglable, Elle concerne plus particulièrement la commande d'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur d'avion à double hélice. De façon connue en soi, un turbopropulseur d'avion à double hélice comprend une turbine à deux rotors contrarotatifs entraînant chacun un ensemble de pales de soufflante non carénées. On pourra par exemple se référer au document GB 2,129,502 qui décrit différents modes de réalisation d'un tel turbopropulseur. Dans ce type de turbopropulseur, l'orientation des pales de soufflante de chaque ensemble (on parle également de réglage du pas) constitue l'un des paramètres permettant de gérer la poussée du turbopropulseur. Il existe différents dispositifs pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un même ensemble. Par exemple, un système connu consiste à utiliser un vérin agencé axialement dans l'espace intérieur ménagé au centre de la turbine. Des liaisons mécaniques transmettent le mouvement de la tige du vérin radialement jusqu'aux pales à orientation réglable. Ce type de dispositif de commande nécessite des liaisons mécaniques qui sont complexes à réaliser, encombrantes, lourdes et coûteuses. De plus, les efforts à transmettre étant importants, il est nécessaire d'avoir recours à un vérin à pression d'actionnement élevée. Or, une pression d'actionnement trop élevée est particulièrement préjudiciable à la longévité du vérin. En outre, les liaisons mécaniques de ce type de dispositif de commande ne sont pas aisément accessibles depuis l'intérieur du carter, ce qui complique les opérations de maintenance. Un autre dispositif de commande est connu du document EP 1,921,325. Il consiste à utiliser un vérin annulaire couplé à l'ensemble de pales de soufflante pour le réglage de leur orientation. Bien que satisfaisant, un tel mécanisme n'est pas particulièrement adapté à l'actionnement des pales de soufflante de l'ensemble qui est situé le plus aval du turbopropulseur. En effet, la place disponible sous cet ensemble aval est réduite, ce qui nécessite d'avoir recours à un dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante ayant un faible encombrement radial. Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'encombrement radial réduit, de faible masse et de conception simple. Ce but est atteint grâce à un dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur comportant au moins un ensemble de pales de soufflante à orientation réglable, ledit ensemble étant solidaire en rotation d'un anneau rotatif centré sur un axe longitudinal et lié mécaniquement à un rotor de turbine, caractérisé en ce que chaque pale de l'ensemble est couplée, pour le réglage de son orientation, à un anneau de synchronisation centré sur l'axe longitudinal, ledit anneau de synchronisation étant apte à pivoter autour de l'axe longitudinal par rapport à l'anneau rotatif par l'actionnement de vérins portés par l'anneau rotatif et dont l'axe respectif s'étend selon une direction sensiblement tangentielle à l'anneau de synchronisation. Le dispositif de commande selon l'invention présente l'avantage de constituer un module indépendant que l'on peut aisément introduire déjà monté sur la turbine du turbopropulseur. Il présente par ailleurs un faible encombrement radial et peut donc être aisément disposé sous l'ensemble de pales qui est situé le plus aval du turbopropulseur. La masse de ce dispositif de commande est également faible. Enfin, ce dispositif est disposé à l'extérieur de la turbine et est donc aisément accessible pour les opérations de maintenance sans avoir à démonter au préalable la turbine. Selon une disposition avantageuse, le dispositif de commande comporte en outre des moyens pour assurer un guidage longitudinal et radial de l'anneau de synchronisation par rapport à l'anneau rotatif. Dans ce cas, le dispositif de commande peut comporter une pluralité de galets portés par l'anneau rotatif et coopérant avec des pistes de roulement formées sur. l'anneau de synchronisation. Plus précisément, la surface externe de l'anneau de synchronisation peut comprendre deux pistes de roulement parallèles, s'étendant selon une direction circonférentielle et séparées par un rebord en saillie, les galets comportant chacun deux roues d'axe de rotation parallèle à l'axe longitudinal et coopérant chacune avec une piste de roulement. Selon une autre disposition avantageuse, chaque vérin comporte un tube cylindrique fixé sur l'anneau rotatif et dans lequel est apte à coulisser une tige rigide s'étendant selon une direction sensiblement tangentielle à l'anneau de synchronisation et dont l'extrémité libre est fixée sur l'anneau de synchronisation. Selon encore une autre disposition avantageuse, chaque pale est montée sur l'anneau rotatif au moyen d'un support apte à pivoter autour d'un axe radial et relié à l'anneau de synchronisation par l'intermédiaire d'une bielle d'entraînement. Chaque vérin du dispositif de commande peut être fixé sur l'anneau rotatif au moyen de chapes dont les axes sont confondus et parallèles à l'axe longitudinal. L'anneau rotatif du dispositif de commande peut présenter une forme de polygone et être muni d'évidements dans lesquels sont montés les vérins. L'ensemble du dispositif de commande peut comporter dix pales de soufflante, l'anneau de synchronisation étant apte à pivoter par l'actionnement de cinq vérins. L'invention concerne également un turbopropulseur à double hélice, comportant une turbine à deux rotors contrarotatifs et deux ensembles de pales de soufflante à orientation réglable solidaires en rotation de deux anneaux rotatifs respectivement liés aux rotors, la commande de l'orientation des pales de soufflante d'au moins l'un des ensembles étant réalisée par un dispositif de commande tel que défini précédemment. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un turbopropulseur à double hélice ; - la figure 2 est une vue de face d'un dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante conforme à l'invention ; - la figure 3 est une loupe d'une partie de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue partielle du dispositif de commande de la figure 2 selon un angle de vue différent des figures 2 et 3 ; et - la figure 5 montre le guidage longitudinal et radial de l'anneau de synchronisation du dispositif de commande de la figure 2. Description détaillée d'un mode de réalisation La figure 1 représente de façon très schématique un exemple de réalisation d'un turbopropulseur d'avion du type à double hélice. Un tel turboréacteur est connu en soi et ne sera donc pas décrit en détails. Le turbopropulseur 10 comprend notamment un axe longitudinal 12 et une nacelle annulaire 14 disposée coaxialement autour de l'axe longitudinal. Le turbopropulseur 10 comprend en outre, d'amont en aval, un compresseur 16, une chambre de combustion 18 et une turbine 20 à deux rotors contrarotatifs 22a, 22b, ces différents éléments étant également disposés coaxialement autour de l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. Le turbopropulseur 10 comprend encore un ensemble amont 24a et un ensemble aval 24b de pales de soufflante 26 à orientation réglable. Les pales de soufflante 26 de chaque ensemble 24a, 24b sont plus précisément montées sur un anneau rotatif 28a, 28b en forme de plate-forme annulaire centrée sur l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. Les pales de soufflante de chaque ensemble sont régulièrement espacées circonférentiellement et s'étendent radialement depuis la surface de l'anneau rotatif respectif 28a, 28b. Chaque rotor 22a, 22b de la turbine 20 porte et entraîne en rotation l'un des anneaux rotatifs 28a, 28b sur lequel est monté l'un des ensembles 24a, 24b de pales de soufflante à orientation réglable. Afin de gérer la poussée du turbopropulseur, il est connu de modifier l'orientation des pales (on parle également de réglage du pas des pales) à l'aide d'un dispositif de commande. L'invention porte principalement sur un tel dispositif de 35 commande de l'orientation des pales de ou des ensembles. Le dispositif de commande décrit ci-après en liaison avec les figures 2 à 5 s'applique plus particulièrement à l'orientation des pales 26 de soufflante de l'ensemble aval 24b du turbopropulseur représenté sur la figure 1. Bien entendu, ce dispositif de commande pourrait également s'appliquer à l'ensemble amont 24a du même turbopropulseur. En liaison avec les figures 2 et 3, le dispositif de commande selon l'invention comporte un anneau de synchronisation 30 qui est centré sur l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur et disposé coaxialement à l'intérieur de l'anneau rotatif 28b, celui-ci présentant, de façon connue en soi, une forme de polygone. Cet anneau de synchronisation 30 peut pivoter par rapport à l'anneau rotatif 28b autour de l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. Ce mouvement de rotation, dans un sens ou dans l'autre, est commandé par l'actionnement de vérins 32 qui sont portés par l'anneau rotatif et dont l'axe respectif s'étend selon une direction sensiblement tangentielle à l'anneau de synchronisation. De façon plus précise, les vérins 32, qui peuvent hydrauliques ou électriques, sont régulièrement répartis circonférentiellement. Ils se composent chacun d'un tube cylindrique 34 formant le corps du vérin, ce tube étant fixé sur l'anneau rotatif 28b. Une tige rigide 36 s'étendant selon une direction sensiblement tangentielle à l'anneau de synchronisation est apte à coulisser à l'intérieur du corps 34 du vérin. L'extrémité libre de cette tige est montée sur l'anneau de synchronisation de façon pivotante autour d'un axe 37 sensiblement parallèle à l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. De la sorte, le coulissement de la tige à l'intérieur du corps du vérin entraîne un pivotement relatif de l'anneau de synchronisation par rapport à l'anneau rotatif 28b autour de l'axe longitudinal 12. Comme représenté sur la figure 3, le corps 34 de chaque vérin 32 est fixé sur l'anneau rotatif 28b au moyen de chapes 38 dont les axes sont confondus et parallèles à l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. Ces chapes 38 sont disposées au niveau d'évidements 40 (figure 4) pratiqués dans chaque côté du polygone formant l'anneau rotatif 28b de façon à alléger sa masse. De préférence, les chapes des vérins sont disposées vers le milieu du corps des vérins afin de reprendre au mieux les efforts centripètes. Par ailleurs, chaque pale 26 de l'ensemble 24b est montée pivotante sur l'anneau rotatif 28b au moyen d'un support 42 apte à pivoter autour d'un axe radial 43. Plus particulièrement, le pied de chaque pale est monté sur le support 42 au moyen par exemple d'une attache en forme de queue d'aronde. Quant au support 42, il est fixé pivotant autour de l'axe radial 43 sur l'anneau rotatif entre deux évidements 40 adjacents au moyen par exemple d'un palier à roulement à billes (non représenté). Enfin, chaque support pivotant 42 des pales est relié à l'anneau de synchronisation 30 par l'intermédiaire d'une bielle d'entraînement 44 articulée à ses deux extrémités (figure 4). De la sorte, le pivotement de l'anneau de synchronisation autour de l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur entraîne une rotation du support 42 autour de l'axe radial 43 correspondant, ce qui a pour effet de changer l'orientation de la pale montée sur ce support. Le fonctionnement du dispositif de commande selon l'invention découle de manière évidente de ce qui précède. L'actionnement simultané des vérins 32 est par exemple commandé par le calculateur électronique du turbopropulseur (non représenté sur les figures). Sous l'effet de cette commande, les tiges 36 de ces vérins coulissent à l'intérieur des corps des vérins ce qui provoque un pivotement relatif de l'anneau de synchronisation 30 par rapport à l'anneau rotatif 28b autour de l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. L'anneau de synchronisation étant relié aux supports 42 des pales par les bielles d'entraînement, son pivotement entraîne une rotation de ces supports autour d'axes radiaux et ainsi un changement simultané d'orientation des pales 26. Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, le dispositif de commande comporte en outre des moyens pour assurer un guidage longitudinal et radial de l'anneau de synchronisation 30 par rapport à l'anneau rotatif 28b. Comme représenté notamment sur la figure 5, ces moyens de guidage peuvent être réalisés par des galets 46 portés par l'anneau rotatif 28b et coopérant avec des pistes de roulement 48 formées sur l'anneau de synchronisation 30. De façon plus précise, la surface externe de l'anneau de synchronisation 30 comprend deux pistes de roulement 48 qui sont parallèles et qui s'étendent selon une direction circonférentielle. Ces pistes de roulement sont par ailleurs séparées par un rebord 50 en saillie. En outre, les galets 46 de l'anneau rotatif comportent chacun deux roues 52 coaxiales dont les axes de rotation 54 sont parallèles à l'axe longitudinal du turbopropulseur, chaque roue coopérant avec l'une des pistes de roulement. Le roulement des roues 52 des galets 46 dans les pistes 48 permettent ainsi d'assurer un guidage radial de l'anneau de synchronisation 30 par rapport à l'anneau rotatif 28b. Quant au guidage longitudinal de l'anneau, il est assuré par la présence du rebord 50 positionné entre les deux roues de chaque galet. Enfin, la figure 2 représente un exemple de configuration de turbopropulseur dans lequel l'ensemble de pales sur lequel est positionné le dispositif de commande selon l'invention comporte dix pales de soufflante 26. Dans une telle configuration, cinq vérins 32 régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur peuvent permettre d'assurer le pivotement de l'anneau de synchronisation 30 (celui-ci ayant alors une forme de décagone). En outre, ces vérins 32 peuvent être positionnés entre deux pales 26 de soufflante adjacentes et peuvent alterner avec cinq galets 46 de guidage longitudinal et radial de l'anneau de synchronisation (ces galets étant également régulièrement répartis circonférentiellement). Bien entendu, d'autres configurations sont envisageables selon le nombre de pales de soufflante à orienter. Par ailleurs, l'invention a été décrite ci-dessus en liaison avec un turbopropulseur ayant une turbine contrarotative liée directement aux hélices. Bien entendu, l'invention s'applique également aux turbopropulseurs à double hélice dont les hélices sont entraînées par un réducteur à engrenages planétaires. REVENDICATIONS1. Dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur comportant au moins un ensemble (24a, 24b) de pales (26) de soufflante à orientation réglable, ledit ensemble étant solidaire en rotation d'un anneau rotatif (28a, 28b) centré sur un axe longitudinal (12) et lié mécaniquement à un rotor (22a, 22b) de turbine (20), caractérisé en ce que chaque pale de l'ensemble est couplée, pour le réglage de son orientation, à un anneau de synchronisation (30) centré sur l'axe longitudinal, ledit anneau de synchronisation étant apte à pivoter autour de l'axe longitudinal par rapport à l'anneau rotatif par l'actionnement de vérins (32) portés par l'anneau rotatif et dont l'axe respectif s'étend selon une direction sensiblement tangentielle à l'anneau de synchronisation. 2. Dispositif selon la revendication 1, comportant en outre des moyens (46, 48) pour assurer un guidage longitudinal et radial de l'anneau de synchronisation (30) par rapport à l'anneau rotatif (28a, 28b). 3. Dispositif selon la revendication 2, comportant une pluralité de galets (46) portés par l'anneau rotatif (28a, 28b) et coopérant avec des pistes de roulement (48) formées sur l'anneau de synchronisation (30) de façon à assurer un guidage longitudinal et radial de celui-ci par rapport à l'anneau rotatif. 4. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel la surface externe de l'anneau de synchronisation (30) comprend deux pistes de roulement (48) parallèles, s'étendant selon une direction circonférentielle et séparées par un rebord (50) en saillie, les galets (46) comportant chacun deux roues (52) d'axe de rotation (54) parallèle à l'axe longitudinal (12) et coopérant chacune avec une piste de roulement. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, chaque vérin (32) comportant un tube cylindrique (34) fixé sur l'anneau rotatif (28a, 28b) et dans lequel est apte à coulisser une tige rigide (36) s'étendant selon une direction sensiblement tangentielle à l'anneau desynchronisation (30) et dont l'extrémité libre est fixée sur ledit anneau de synchronisation. 6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel chaque pale (26) est montée sur l'anneau rotatif (28a, 28b) au moyen d'un support (42) apte à pivoter autour d'un axe radial (43) et relié à l'anneau de synchronisation (30) par l'intermédiaire d'une bielle d'entraînement (44). 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel chaque vérin (32) est fixé sur l'anneau rotatif (28a, 28b) au moyen de chapes (38) dont les axes sont confondus et parallèles à l'axe longitudinal (12). 8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1. à 7, dans lequel l'anneau rotatif (28a, 28b) présente une forme de polygone et est muni d'évidements (40) dans lesquels sont montés les vérins (32). 9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel l'ensemble (24a, 24b) comporte dix pales (26) de soufflante, l'anneau de synchronisation (30) étant apte à pivoter par l'actionnement de cinq vérins (32). 10. Turbopropulseur à double hélice, comportant une turbine (20) à deux rotors (22a, 22b) contrarotatifs et deux ensembles (24a, 24b) de pales (26) de soufflante à orientation réglable solidaires en rotation de deux anneaux rotatifs (28a, 28b) respectivement liés aux rotors, la commande de l'orientation des pales de soufflante d'au moins l'un des ensembles étant réalisée par un dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.