La présente invention a pour objet un système de combustible pour moteur à turbine à gaz et, bien que l'invention ne soit pas limitée à celà, elle concerne plus particulièrement un système de combustible pour moteur à turbine à gaz pour décollage vertical. Le terme " moteur pour décollage vertical", tel qu'il est utilisé dans le texte, se réfère à un moteur destiné à produire des forces de portance verticale d'un avion, indépendamment de celles engendrées aérodynamiquement par le vol en avant de l'avion. Dans ce but, le moteur peut avoir un rapport puissance / poids d'au moins 12/1, et si possible 20/1, ou plus. Selon la présente invention, il est prévu un système de combustible pour moteur à turbine à gaz comprenant un calculateur numérique, des moyens pour alimenter le calculateur avec des signaux numériques représentatifs d'au moins une vitesse de rotation du moteur, le calculateur étant pourvu de moyens qui, lorsqu'il reçoivent lesdits signaux numériques, produisent un signal représentatif du flux de combustible requis, des moyens pour alimenter le calculateur avec un autre signal numérique, représentatif du flux de combustible actuel, des moyens dans le calculateur pour comparer les signaux représentatifs des flux de combustible requis et actuel, et pour produire un signal de différence, et des moyens qui commandent ledit débit de combustible, et qui sont déterminés par ledit signal de différence. Le calculateur peut être alimenté par nn signal représentatif d'une pression du compresseur ou de la pression atmosphérique. Le signal représentatif de la vitesse de rotation du moteur peut provenir des moyens qui détectent la fréquence du passage d'une rangée de pales du rotor du moteur. Alternativement, le signal de la vitesse de rotation peut provenir des moyens qui détectent la fréquence du passage des dents d'une roue dentée, dont la vitesse correspond à la vitesse de rotation du moteur. Ainsi, il peut y avoir plusieurs moyens pour détecter ladite fréquence, des moyens qui, à n'importe quel moment, enregistrent la valeur la plus élevée destinée à produire le signal de vitesse envoyé au calculateur. Le signal représentatif d'une pression du compresseur provient, de préférence, des moyens qui mesurent la pression d'entrée du compresseur. Le signal représentatif du débit de combustible actuel peut provenir d'un compteur de débit de turbine. Le signal de différence commande, de préférence, un moteur à paliers comme décrit ici, qui ajuste une soupape réduite. Lesdits signaux numériques peuvent comprendre un signal de la température de l'air ambiant et/ou un signal de la densité du combustible et/ou un signal de la disposition de l'avion et/ou un signal de la température du combustible, et/ ou un signal de l'accélération ou de la vitesse verticale de l'avion. Un dispositif d'arret de sécurité, commandé par le calculateur, peut etre prévu. Le calculateur commande, de préférence, le débit de combustible de plusieurs moteurs, par exemple de moteurs à portance verticale. L'invention est illustrée, principalement, à titre d'exemple, par les devins annexés qui représentent: - figure 1, un schéma du système de combustible du moteur à turbine à gaz selon la présente invention, et - la figure 2, un graphique de la ligne de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz selon la présente invention. Le dessin représente un moteur à turbine à gaz à portance verticale 1, ayant un carter de moteur 2, contenant, en série, une entrée d'air 3, un com 5 presseur 4, un équipement de combustion,/une turbine 6 qui actionne le compres- seur 4 et un conduit d'échappement 7, dirigé vers le bas. Bien qu'un seul moteur soit représenté, en fait, un avion dans le quel le moteur 1 est monté verticalement, peut être pourvu d'un groupe de tels moteurs. L'équipement de combustion 5 est alimenté en combustible à partir d'un collecteur de combustible 10, qui communique avec un conduit de combustible 11. Le conduit de combustible 11, qui reçoit une alimentation de combustible à partir d'un réservoir 12, est pourvu, en série , d'une pompe centrifuge 13 qui conduit le combustible vers un équipement de combustion 5, d'une soupape réduite 14, dont la disposition commande le débit de combustible à l'équipement de combustion 5, et d'un robinet d'arrêt de sécurité 15, commandé par un dispositif 21. Le terme "moteur à paliers" tel qu'utilisé ici, est un moteur électrique actionné par des impulsions électriques, à partir d'un calculateur numérique ne nécessitant pas de convertisseur numérique analogique. Un ou plusieurs transducteur 22, adjacents à l'entrée d'air 3, mesurent la valeur de la pression d'entrée du compresseur P1, et'envoient à une ligne 23 un signal analogique représentatif de la valeur Psi . La valeur de P1 est pratique ment égale à celle de la pression atmosphérique et, ainsi,est la même pour tous les moteurs. En conséquence, une seule mesure de cette pression est nécessaire pour tous les moteurs, bien que, en pratique, pour plus de sûreté, plus d'un dispositif de mesure de pression puisse être utilisé, mais le nombre de dispositifs peut entre inférieur au nombre de moteurs.De plus, puisque P1 est pratiquement égal à la pression atmosphérique, il n'est pas nécessaire que le ou les transducteùrs 22 soient adjacents à l'entrée-d'air 3, mais qu'ils soient situés dans une position convenable, pour mesurer la pression atmosphérique. Le signal analogique est converti en un signal numérique au moyen d'un convertisseur analogique - numérique 24, qui envoie ensuite un signal numérique représentatif de la valeur de P1, par l'intermédiaire d'une ligne 25, vers un calculateur numérique 26. Le calculateur 26 au lieu de, ou en plus de l'arrivée d'un signal numérique représentatif de la pression d'entrée du compresseur, reçoit un signal numérique représentatif d'une autre pression de compresseur, une pression de débit du compresseur par exemple, ou un taux de pressions du compresseur til que le taux de l'enttée de la pression du débit. Un transducteur 27 est adjacent à une rangée de pales de rotor d'un compresseur 4, de manière à détecter la fréquence de passage des pales, et à envoyer vers le calculateur 26, par l'intermédiaire d'une ligne 30, un signal numérique représentatif de la vitesse de rotation du moteur. Bien qu'un seul transducteur 27 soit représenté, il serait préférable qu'il y en ait plusieurs, des moyens étant prévus pour que le transducteur 27, qui enregistre toujours la valeur la plus élevée, soit celui dont le signal de vitesse est envoyé au calculateur 26. Au lieu d'utiliser le passage des pales après le transducteur 27, pour mesurer la vitesse de rotation du moteur, une roue dentée (non représentée) dont la vitesse est fonction de la vitesse de rotation du moteur, peut être utilisée. Des moyens (non représentés) sont prévus dans ce cas pour détecter la fréquence de passage des dents de la roue dentée. Un détecteur de température atmosphérique (non représenté) peut être prévu, dans une position convenable telle que, par exemple, dans l'entrée d'air 3, pour fournir au calculateur 26 un signal représentatif de la température de l'air ambiant le détecteur de température atmosphérique produit un signal analogique, il sera nécessaire de le convertir en un signal numérique, dans un convertisseur analogique - numérique, avant d'envoyer le signal vers le calculateur 26. Un détecteur de température 31 est prévu pour mesurer la température du combustible dans le réservoir 12, et pour fournir un signal analogique représen tatif d'une telle température à une ligne 32. Ce signal, après conversion dans un convertisseur analogique numérique 33, est envoyé au calculateur 26 par l'intermédiaire d'une ligne 34. Si le combustible a une densité donnée à une température donnée, un changement de densité peut se produire à la suite d'une mesure du changement de température du combustible. De plus, le calculateur 26 peut recevoir un signal numérique envoyé manuellement, représentatif de la densité de combustible à une température donnée, le dernier signal mentionné provenant d'un dispositif (non représenté) qui est commandé par le pilote de l'avion. Alternativement, la densité du combustible quittant le réservoir 12 est détectée par un transducteur 35, qui fournit un signal analogique à une ligne 36. Ce signal est converti en un signal numérique, à l'aide d'un convertisseur analogique numérique 37, et est envoyé au calculateur 26 par l'intermédiaire d'une ligne 41. Comme on le comprendra facilement, la mesure de la température de l'air ambiant, de la température du combustible, et de la densité du combustible, peut etre commune à tous les moteurs de l'avion, bien que, pour des raisons de sécurité, plusieurs mesures puissent, en pratique, être faites, mais le nombre de ces mesures peut etre inférieur au nombre de moteurs. Le calculateur 26 reçoit également, par l'intermédiaire d'une ligne 44, un signal représentatif de la vitesse de rotation requise, et qui est établi par une commande du pilote 45. De plus, le calculateur 26 reçoit, par l'intermédiaire d'une ligne 46, un signal numérique représentatif du flux amont de combustible actuel de la soupape réduite 14. Ce signal provient d'un compteur de débit de turbine 47, disposé dans le conduit 11 La figure 2 représente le graphique de la ligne de fonctionnement du moteur. Dans la fonction F , portée sur l'axe des ordonnées, F représente le P1 +K débit de combustible, P1 la pression à l'entrée du compresseur, et K un terme correctif portant sur la vitesse de rotation N portée sur l'axe des abscisses. Les lignes en traits pleins sont les lignes de fonctionnement transitoire maximum permis pour le moteur, et la série de lignes en pointillés, celles de la ligne de marche continue du moteur. Le graphique peut être divisé en quatre régions principales: (1) ABC qui est le démarrage et l'accélération du moteur; (2) CD, C'D', C"D" qui est la région pouvant etre contrôlée par le pilote, en plus du calculateur 26. La ligne CD est le débit de combustible maximum. La Ligne C'D' est le débit de combustible requis, et est établie par le pilote, et C"D" est la ligne de marche au ralenti du moteur.(3) DE qui est la région contrôlée par le régulateur du moteur, la ligne D"'E' étant la région dans laquelle l'établissement du régulateur est dépassée, en cas d'urgence.; (4) EE' FG qui est la région contrôlée par les dispositifs de secours du moteur, pour empêcher une survitesse, et pour détecter un défaut de marche du moteur. Durant le fonctionnement normal, le signal reçu par le calculateur 26 à partir de la commande du pilote 45, sera le débit de combustible requis, par exemple la ligne C'D'. La vitesse du moteur maximum permise, par rapport au débit de combustible qui peut être obtenu, est donnée par la ligne DE, qui est contrôlée par un établissement de programme dans le calculateur 26. Cependant, si le contrôle du pilote 45 est déplacé vers la position d'urgence, il enverra un signal au calculateur, de façon que le moteur puisse atteindre la ligne D"' E'. Le calculateur fournit également un contrôle d'accélération, par exemple la ligne ABC durant les conditions transitoires. Si le débit de combustible et la vitesse du moteur n'ont pas atteint la ligne C'D', le calculateur 26 évalue le débit de combustible maximum permis à chaque instant, à partir des signaux envoyés. Durant ce calcul, la valeur du terme correctif K peut être différente de celle établie durant le fonctionnement normal, et peut être égale à zéro. Ainsi, le calculateur 26 est pourvu de moyens (nonreprésentés) qui, lorsqu'ils reçoivent les signaux numériques mentionnés ci-dessus, produisent un signal représentatif du débit de combustible requis, lequel signal est comparé dans le calculateur avec le signal du débit de combustible actuel, de manière à obtenir un signal de référence qui est envoyé à une ligne 50, pour effectuer un contrôle du moteur à paliers 20. De plus1 le calculateur 26 enverra, si nécessaire, un signal à la ligne 51, pour que le dispositif 21 ferme le robinet d'arret 15. II est facilement compréhensible que le système de contrôle décrit ci-dessus est un système à boucle fermée, opérant sur un débit de masse de combustible. Le calculateur 26, bien que représenté comme contrôlant le débit de combustible d'un seul moteur, contrôle en fait le débit de combustible de tous les moteurs de portance verticale de la dite série de moteurs. Si, cependant, le calculateur 26 est également relié, comme représenté, à un dispositif de détection de la position de l'avion 52, et reçoit un signal numérique représentatif de la position actuelle de l'avion, et un signal numérique représentatif de la position requise de l'avion, par des moyens non représentés, le calculateur 26 peut déterminer lequel des moteurs 1 nécessite, à n'importe quel moment, que son arrivée de combustible soit réduite ou augmentée afin de maintenir le position de l'avion telle qu'il est requis. De plus, le calculateur peut recevoir des signaux numériques représentatifs de I 'accXlération et de la vitesse verticales de l'avion, de manière à aider l'avion à se stabiliser. Bien entendu, I'invention n'est pas limitée aux termes de la description qui précède, mais elle en comprend, au-contraire, toutes les variantes à la portée d'un homme de métier. Revendications 1. Système de combustible d'un moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comprend un calculateur numérique, des moyens pour alimenter le calculateur avec des signaux numériques représentatifs d'au moins la vitesse de rotation du moteur, le calculateur ayant des moyens qui, lorsqu'ils reçoivent les dits signaux numériques, produisent un signal représentatif du débit de combustible requis, des moyens pour envoyer au calculateur un autre signal numérique représentatif de l'actuel débit de combustible, des moyens dans le calculateur pour comparer les signaux représentatifs des débits de combustibles requis et actuel, et pour produire un signal de différence, et des moyens qui contrôlent ledit débit de combustible, et qui sont ajustés par ledit signal de différence. 2. Système de combustible selon la revendication 1, caractérisé en ce que le calculateur est alimenté avec un signal représentatif d'une pression de compresseur, ou de la pression atmosphérique. 3. Système de combustible selon les revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le signal représentatif de la vitesse de rotation du moteur provient de moyens qui détectent la fréquence du passage d'une rangée de pales de rotor du moteur. 4. Système de combustible selon les revendications , 1 ou 2, caractérisé en ce que le signal de la vitesse de rotation du moteur provient de moyens qui détectent la fréquence du passage des dents d'une roue dentée dont ia vitesse est fonction de la vitesse de rotation du moteur. 5. Système de combustible selon les revendications 3 ou 4, caractérisé en ce qu'il comprend plusieurs moyens qui détectent ladite fréquence, les moyens qui, à n'importe quel moment, enregistrent la valeur la plus élevée, étant disposés pour produire le signal de vitesse envoyé au calculateur. 6. Système de combustible selon les revendications 2 à 5, caractérisé en ce que le signal représentatif de la pression du compresseur ou de la pression atmosphérique,provient de moyens qui mesurent la pression d'entrée du compresseur. 7. Système de combustible selon les revendications précédentes, caractérisé en ce que le signal représentatif du débit de combustible actuel provient d'un compteur de flux de turbine. 8/ Système de combustible selon les revendications précédentes, ca ractérisé en ce que le signal de différence contrôle un moteur à paliers, tel que décrit ci-dessus, qui ajuste une soupape réduite. 9. Système de combustible selon les revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits signaux numériques comprennent un signal de température de l'air ambiant et/ou un signal de densité du combustible et/ou un signal de la position de l'avion et/ou un signal de la température du combustible et/ou un signal de l'accélération ou de la vitesse verticale de l'avion. 10. Système de combustible selon les revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif d'arrêt de sécurité, commandé par le calculateur. 11. Système de combustible selon les revendications précédentes, caractérisé en ce que le calculateur commande le débit de combustible de plusieurs moteurs.