i 2101178 La présente invention concerne d'une fagon générale un système de refroidissement pour des moteurs à turbines à gaz et plus particulièrement un système comportant un dispositif tourbillonnaire pour régler la valeur du courant de refroidis-5 sement' envoyé à la section formant la turbine du moteur. Pour augmenter les performances d'un moteur à turbine à gaz, les constructeurs cherohent constamment à élever la température générale de fonctionnement du moteur. Dans les moteurs actuels, des températures de l'ordre de 100Q°C à 1400°C sont 10 devenues courantes pour les gaz de la chambre de combustion. Malgré cela, les constructeurs cherchent constamment à augmenter les températures de fonctionnement. Les moteurs à turbines à gaz du type considéré comprennent normalement un compresseur, une chambre de combustion primaire, 15 une turbine, un conduit d'éjection des gaz (pouvant comporter un système augmentateur de poussée à postcombustion) et une tuyère d'échappement à section variable. Les moteurs à turbosouffiantes, qui comportent des étages supplémentaires pour la soufflante et une turbine d'entraînement de la soufflante, utilisent le géné-20 rateur de gaz considéré ci-dessus pour l'entraînement de la soufflante. D'une façon habituelle, dans un tel moteur ou générateur de gaz, l'air pénètre par une entrée et il est comprimé par le compresseur et le carburant dosé est allumé dans cet air dans le système de combustion primaire pour engendrer un courant de gaz 25 de grande énergie qui effectue un travail par détente à travers la turbine et qui échappe ensuite à travers la tuyère à section variable. La grande énergie des gaz échappant à travers la tuyère produit la poussée de propulsion pour l'aéronef équipé d'un tel moteur. ^0 Le problème posé par l'augmentation de la température des gaz du courant primaire engendré dans le système de oombustion considéré ci-dessus provient du fait que les constituants situés en aval du système de combustion ne peuvent pas supporter ces températures élevées. Les constituants soumis aux températures les plus élevées, en dehors des constituants du système de 35 combustion, sont les ailettes redresseuses et les ailettes du rotor de la turbine qui se trouvent immédiatement en aval de la chambre de combustion. Pour réduire la température des ailettes des distributeurs et/ou des ailettes du rotor à une valeur comprise 71 15649 ? 2101178 dans les limites acceptables pour les matières formant les ailettes, 11 est devenu courant d'établir une circulation d'air relativement froid à travers les ailettes. D'une façon générale, cet air de refroidissement est prélevé du courant 5 d'air primaire provenant du compresseur du moteur en un point convenable sur la longueur axiale du compresseur, cet air étant canalisé vers la seotion formant la turbine. L'air de refroidissement traverse les ailettes de la turbine à travers des ouvertures formées dans une partie du rotor supportant les 10 ailettes et qui est exposée à une ohambre de refroidissement recevant l'air comprimé par le compresseur. Kn variante, le disque ou les disques de ln turbine peuvent aussi être refroidis par l'air de refroidissement circulant vers ieB ailettes de la turbine à travers des passages radiaux du disque de la turbine. 15 Comme il a été expliqué ci-dessus, la température des gaz du moteur est augmentée pour améliorer les performances du moteur à turbine à gaz. Cependant, les pointes de température considérées ci-dessus n'apparaissent normalement pas pendant toute la durée d'un vol. Autrement dit, quand ]a valeur de la 20 poussée produite par le moteur est modifiée par le pilote, les températures des gaz dans le moteur varient aussi. Un diagramme représentant la vitesse du rotor du moteur en fonction de la température à l'entrée de la turbine est représenté sur la figure 1. Comme il a été indiqué ci-dessus, l'air pour le refroi-25 dlssement de la turbine est normalement prélevé d'un point du compresseur. Cependant* pour obtenir le rendement maximal du moteur, il est nécessaire de réduire au minimum la quantité d'air de refroidissement prélevée du oourant d'air primaire pendant le fonctionnement du moteur. Il est par suite hautement désirable 30 de pouvoir faire varier la quantité d'air de refroidissement fournie à la turbine et aux disques de la turbine quand la température de ces éléments varie. Les dispositifs utilisés Jusqu'ici pour faire varier la quantité d'air de refroidissement en fonction des besoins 35 de refroidissement des ailettes de la turbine sont assez compliquée et lourds. De plus, de nombreux dispositifs utilisés Jusqu'ici nécessitent un oertain nombre d'éléments mobiles pour faire varier la quantité d'air de refroidissement. En fait, aucun dispositif BAD ORIGINAL 71 15649 5 2101178 de ce type pour régler la quantité d'air de refroidissement pour la turbine n'est en usage courant» L'invention a pour objet un appareil simple, léger et sûr pour faire varier la quantité d'air "de refroidissement 5 envoyée à la section formant la turbine d'un moteur à turbine à gaz. L'invention a'aussi pour objet un appareil fonctionnant sur un mode purement fluidique et pouvant être positionné entièrement à l'intérieur du tambour du compresseur. 10 D'une façon générale, un moteur à turbine à gaz pour aéronef comporte au moins un disque de compresseur comportant un passage pour l'écoulement de l'air de refroidissement à partir du pourtour du disque vers l'intérieur du disque, avec des ajutages ayant des sorties dirigées dans une direction opposée au 15 sens de rotation du disque du compresseur. Ces ajutages sont connectés de façon fluidique à une source d'air à une pression supérieure à celles existant dans le passage. Un dispositif à soupape fait varier la quantité d'air sous pression envoyée dans les ajutages. Les ajutages sont utilisés pour faire varier 20 l'intensité du tourbillon naturel ayant tendance à être engendré dans le courant de refroidissement à l'intérieur du passage de refroidissement pendant la rotation du disque du compresseur. L'intensité de l'écoulement tourbillonnaire est alors utilisée pour régler la quantité d'air de refroidissement traversant le 25 passage et, par suite, le débit d'air passant vers la section formant la turbine située en aval du compresseur. Les caractéristiques de l'invention ressortiront plus particulièrement de la description suivante donnée à titre d'exemple et faite en se référant aux dessins annexés sur lesquels 30 - la figure 1 représente graphiquement la tempé rature' à l'entrée de la turbine en fonction de la vitesse du moteur, - la figure 2 représente schématiquement en coupe une partie d'un moteur à turbine à gaz selon vin mode de mise en 35 oeuvre de l'invention, - la figure 3 est une coupe à plus grande échelle d'une partie de la figure 2, - la figure 4 est mie coupe suivant la ligne 4-4 de la flgvx-e 3o et 71 15649 4 2101178 - la figure 5 est une coupe d'une partie d'un moteur à turbine à gaz selon un autre mode de mise en oeuvre de l'invention. La figure 1 représente graphiquement la température 5 à l'entrée d'une turbine en fonction de la vitesse du moteur pour moteur à turbine à gaz typique ou d'un moteur à turbo-souffiante. Ce graphique montre que la température à laquelle les éléments de la turbine sont soumis varie considérablement avec la vitesse du moteur. Pour assurer un fonctionnement sûr 10 du moteur, la quantité d'air de refroidissement envoyée aux organes de la turbine doit bien entendu permettre le maintien de ces organes à une températures acceptable quand la température à l'entrée de la turbine a la valeur maximale (en général à la vitesse maximale du moteur). Cette quantité d'air de refroidis-15 sement est cependant bien supérieure à celle nécessaire quand la température à l'entrée de la turbine est nettement plus basse (aux vitesses plus faibles du moteur). Par suite, pour maintenir le rendement du moteur, il est désirable qu'il existe un moyen pour faire varier le débit d'air de refroidissement 20 envoyé à la turbine. La figure 2 représente un moteur à turbine à gaz 10 qui comporte une enveloppe extérieure 12 à l'intérieur de laquelle l'air comprimé par un compresseur 14 est envoyé à une chambre de combustion 16. Du carburant est injecté d'une façon connue 25 dans la chambre de combustion 16 à travers plusieurs injecteurs de carburant 18 (dont un seul est représenté) et le mélange résultant de carburant et d'air est allumé pour la production d'un courant de gaz de grande énergie. Le courant de gaz de grande énergie, qui est représenté 30 par la flèche 20, passe ensuite dans une turbine 22 à travers un distributeur fixe d'entrée 24 situé à l'extrémité aval de la chambre de combustion 16. Le courant de gaz de grande énergie 20 traverse ensuite une tuyère d'échappement (non représentée) pour produire la force de propulsion du moteur 10. 35 L'air traverse le compresseur 14 dans un passage d'écou lement annulaire dont la limite intérieure est définie par les pourtours d'une série de disques accouplés 26 portant les ailettes 71 15649 5 2101178 de compresseurs 28 montées sur le pourtour des disques et dépassant dans lé courant de gaz. La limite extérieure du passage annulaire d'écoulement est défkiie par l'enveloppe extérieure 12 du moteur sur laquelle sont montées les ailettes 5 du stator 30 qui s'étendent dans le courant de gaz entre les ailettes 28 du rotor. Le passage annulaire d'écoulement continue ensuite à travers les ailettes directrices 32 situées en aval du compresseur 14. Immédiatement après les ailettes directrices 32, ion 10 diffuseur d'entrée 3^* Qui constitue l'extrémité amont de la chambre de combustion 16, divise le passage annulaire d'écoulement en passages de refroidissement 36 et 38 et en un passage de diffuseur 40. Une partie de l'air refoulé par le compresseur passe ainsi autour de la chambre de combustion 16 pour la 15 refroidir et le reste de l'air pénètre dans la chambre de combustion 16 à travers le passage diffuseur 40 et le mélange de carburant et d'air est allumé pour la production du courant des gaz de grande énergie 20. Le courant de gaz de grande énergie ainsi formé passe 20 ensuite à travers un passage d'écoulement annulaire de la turbine 22, ce passage étant délimité par les pourtours des deux disques 42 qui sont couplés mécaniquement pour tourner ensemble par un écran thermique 44 et un élément annulaire de transmission de couple d'entraînement 46. Des ailettes creuses 45 du rotor de 25 la turbine dépassent des disques 42 dans le passage annulaire d'écoulement ainsi formé. Les disques 26 du compresseur et les disques 42 de la turbine sont accouplés pour tourner solidairement par des éléments coniques opposés 52 et 54 et un arbre tubulaire 56 qui coopèrent pour former ce qui est normalement 30 appelé le rotor du moteur. Le rotor du moteur est monté pour tourner dans des dispositifs, non représentés car ils ne font pas partie de l'invention, mais qui comprennent des paliers de butée, des éléments de bâti, et d'autres organes habituels. Ces organes peuvent être lubrifiés de n'importe quelle façon 35 connue. Comme il a été indiqué ci-dessus, la température du courant de gaz de grande énergie 20 est suffisamment élevée pour qu'il soit désirable d'envoyer de l'air de refroidissement à' 1 15649 6 2101178 certains éléments de la section formant la turbine. Pour cette raison, ainsi que le montre la figure 3, au moins un des disques 26 du compresseur est séparé en deux parties 62 pour établir un passage d'air de refroidissement 64 entre les deux parties. Le passage de refroidissement 64 est connecté de façon fluidique au passage d'écoulement annulaire du compresseur par des ouvertures radiales 66 formées sur le pourtour du disque du compresseur. Le passage de refroidissement 64 permet ainsi le passage d'un certain pourcentage du courant d'air à partir du passage annulaire d'écoulement du compresseur vers une chambre 68 (figure 2) formée partiellement par l'élément conique 52 du rotor, l'arbre tubu-laire 56 et les parties périphériques des disques 26 du compresseur. L'air de refroidissement passe ensuite dans une seconde chambre 70 à travers un certaki nombre d'ouvertures 72 de l'élément conique 52 du rotor. La chambre 70 est formée par les éléments coniques 52 et 54 du rotor et par un élément de forme générale cylindrique 74 dont les extrémités opposées sont supportées par les ailettes directrices de sortie 32 et le distributeur d'entrée 24 de la turbine. L'élément 74 forme une paroi délimitant aussi le passage de refroidissement 38 considéré ci-dessus. Ainsi que le montre la figure 2, l'air de refroidissement représenté schématiquement par les flèches 76 passe ensuite dans une troisième chambre 78 formée par l'élément conique 54 du rotor, l'arbre tubulaire 56 et un élément support 80 du rotor vers l'extrémité amont de l'un des disques 42 de la turbine. L'air s'écoulant de la chambre 70 vers la chambre 78 passe à travers plusieurs ouvertures 82 de l'élément conique 54 du rotor. L'air de refroidissement 76 passe ensuite entre les disques 42 de la turbine pour refroidir les surfaces extérieures de ces disques. L'air traverse ensuite les ouvertures 84 de l'élément annulaire de transmission de couple 46 vers une chambre 86 formée par l'élément annulaire 46 et l'écran thermique 44 de la turbine. L'air de refroidissement passe ensuite vers les parties Intérieures des ailettes creuses 45 du rotor de la turbine, à travers des passages radiaux 88 formés à travers les disques 42. L'air pénètre dans les passages radiaux 88 à travers des ouvertures 90 de l'écran thermique 44. Après avoir assuré le refroidissement des ailettes de la turbine, l'air se mélange 71 15649 „ 2101178 avec le courant de gaz de. grande énergie 20 avant 1?échappement à travers la tuyère d'échappement (non représentée), d'une façon bien connue. Comme 11 a été indiqué ci-dessus, l'objet principal de 5 l'invention est un dispositif simple et sûr pour faire varier la quantité d'air de refroidissement envoyé dans les ailettes de la turbine. Dans ce but, ainsi qu'il ressort des figures 3 et 4, des petits ajutages 92 dans le passage 64 dépassent de la surface intérieure de l'une des parties séparées 62 du disque. Les ajutages 10 92 sont placés le long de 3a paroi 62 de façon que les orifices -94 des ajutages 92 projettent l'air sous pression en sens opposé au sens de rotation de la partie séparée 62 du disque. Chaque ajutage 92 communique avec une source d'air sous pression à travers un tube 96 qui est raccordé au côté extérieur 15 de la partie 62 de la façon représentée sur les figures 2 et 3. L'autre extrémité du tube 96 est raccordée à une soupape de commande 98 qui peut être fixée sur l'arbre tubulaire 56 pour tourner solidairement avec celui-ci. La soupape de commande 98 fait varier la quantité d'air sous pression arrivant dans les 20 ajutages 92 de la façon décrite ci-après. La soupape de commande 98 (figure 3) est reliée à une source d'air sous pression par un second tube ou conduit 100. Bien que l'air sous pression puisse être prélevé de n'importe quel point, dans le cas considéré le tube 100 communique avec le 25 passage annulaire d'écoulement du compresseur en un point en aval de l'étage du rotor du compresseur comportant les parties séparées 62 du disque. Dans ce but, un passage d'air formé par line ou plusieurs ouvertures 102 est formé sur le pourtour d'un disque aval 26 du compresseur. Quand plusieurs ouvertures 102 30 sont utilisées, l'écoulement peut être réglé pour l'équilibrage circulaire de la pression d'extraction. Ainsi qu'il est connu, la pression du courant d'air augmente quand l'air s'écoule dans la direction aval dans un compresseur à écoulement axial. Par suite, la pression de l'air traversant les ouvertures 102 est 35 supérieure à celle de l'air passant par les ouvertures 66. Suivant les applications, l'air provenant du tube 96 peut aussi être envoyé dans un distributeur formé dans les parties séparées 62 du disque pour alimenter les ajutages 92, ou bien en variante 71 15649 8 2101178 chaque série radiale d'ajutages 92 peut être alimentée par un tube 96 et une soupape de commande 98 individuels. Comme il a été indiqué ci-dessus, les disques 26 du compresseur et par suite les parties séparées 62 font partie 5 du rotor du compresseur. Autrement dit, les disques 26 du compresseur tournent pour faire tourner les ailettes 28 du compresseur. En raison de cette rotation, l'air s'écoulant à travers le passage de refroidissement 64 a tendance à former . lin tourbillon naturel dans ce passage. Pour éviter ce tourbillon, 10 un dispositif antérieur comporte des ailettes radiales qui empêchent l'établissement du tourbillon. Un dispositif selon l'invention supprime la nécessité de ces ailettes radiales mais aussi utilise le tourbillon naturel pour régler la quantité d'air de refroidissement traversant le passage 64 et par suite 15 pour prélever la quantité d'air de refroidissement envoyée aux disques 42 et aux ailettes 45 de la turbine suivant les besoins. Le réglage de la quantité d'air de refroidissement envoyé aux ailettes de la turbine est assuré de la façon suivante. Quand la soupape de commande 98 est ouverte, l'air de commande 20 passe à travers les ouvertures 102, le tube 100, la soupape de commande 98 et le tube 96 pour, échapper à travers les ajutages 92. Quand l'air échappe de ces ajutages 92i un écran aérodynamique est établi dans le passage de refroidissement 64 pour empêcher l'établissement d'un tourbillon naturel d'une façon 25 analogue à l'action des ailettes radiales considérées ci-dessus. Le nombre d'ajutages 92 et leurs positions dans la direction radiale et la valeur de l'angle ô (figure 4) dépendent de la vitesse nominale et des dimensions des parties séparées 62 du disque. Le nombre et les positions sont de préférence déter-30 minés par une étude analytique et expérimentale. Suivant un mode de mise en oeuvre préféré, la soupape de commande 98 répond à la force centrifuge de façon que le débit de commande maximal ait lieu pour la vitesse maximale du rotor du compresseur. Dans ces conditions, pour la vitesse maxi-35 maie du rotor (et pour une condition normale pour la température maximale à l'entrée de la turbine de la façon indiquée sur la figure 1) le débit maximal de commande traverse des ajutages 92 en empêchant ainsi l'établissement d'un tourbillon dans le passage 71 15649 9 2101178 64. Cette absence de tourbillon permet ainsi l'écoulement à travers les ouvertures radiales 66 et il en résulte un débit maximal à travers les ouvertures radiales 66. La quantité réelle d'air de refroidissement dépend, bien entendu, de la 5 dimension et du nombre des ouvertures radiales 66, de la chute de pression à travers ces ouvertures et des pertes normales dans un tel système d'écoulement. Quand la vitesse du rotor du compresseur (et la température à l'entrée de la turbine) décroît, la soupape de commande 10 98 réduit le débit de commande, et, par suite, le débit à travers les ajutages 92 décroît. Quand le débit à travers les ajutages 92 décroît, un 'tourbillon partiel est établi dans le passage 64 et l'augmentation de la pression résultant de ce tourbillon provoque une réduction du débit d'air de refroidissement à 15 travers les ouvertures radiales 66. Autrement dit, quand le tourbillon est établi dans le passage 64, la chute de pression à travers les ouvertures radiales 66 décroît, et par suite le débit à travers ces ouvertures radiales 66 décroît. Il doit être noté qu'avec le dispositif représenté sur 20 les figures 2 à 4, quand le débit maximal d'air de refroidissement est nécessaire, l'air prélevé à travers les ouvertures 102 pour commander le mouvement tourbillonnaire augmente ai fàit te débit d'air de refroidissement principal arrivé à travers les ouvertures radiales 66 quand cet air de commande a assuré sa fonction 25 principale qui est d'empêcher la formation du tourbillon. Quand le débit minimal d'air à travers les ouvertures radiales 66 est nécessaire, le débit d'air à travers les ouvertures 102 est pratiquement nul. Bien que le rapport entre le débit à travers les ouvertures 102 et le débit à travers les ouvertures radiales 30 66 varie d'un système à l'autre, un rapport désirable peut être de l'ordre de 1/5. Bien qu'une soupape de n'importe quel type puisse être utilisée pour la soupape 98, vin type désirable de soupape est une soupape à commande centrifuge. De toute façon, la soupape de 35 commande 98 doit de préférence être conçue pour rester ouverte en cas de dérangement de façon que dans ce cas la turbine reçoive le débit maximal d'air de refroidissement. 71 15649 10 2101178 Suivant le mode cte mise en oeuvre de la figure 5, une soupape de commande 981 ou des soupapes de commande 981 peuvent être placées contre la paroi extérieure de l'un des disques 26 du compresseur. Dans ce cas, le tube ou les tubes 100* d'alimen-5 tation en air passent le long de la partie extérieure du disque 26 vers un distributeur 104 placé soit à l'extérieur, soit à l'intérieur de la partie séparée 62' du disque. L'air passe ensuite du distributeur 104 à travers les ajutages 92 pour empêcher l'établissement d'un tourbillon dans 3e passage 64 de la façon 10 décrite ci-dessus par rapport aux figures 2 à 4. Suivant les deux modes de mise en oeuvre décrits ci-dessus, il existe un système de commande entièrement contenu à l'intérieur-du tambour du compresseur. Dans les deux cas, les seuls éléments mobiles de l'ensemble du système sont ceux de la soupape ou des 15 soupapes de commande 98. Il est facile de voir d'après ce qui précède que l'invention concerne un appareil simple, sûr et léger pour régler le débit d'air envoyé à la partie formant la turbine d'un moteur à turbine à gaz. Bien que la description qui précède concerne seulement 20 un moteur à turbine à gaz pour aéronef, il est évident qu'un dispositif selon l'invention peut être utilisé pour n'importe quel turboréacteur, pour n'importe quelle turbosoufflante ou pour n'importe quelle turbomachine comportant un générateur de gaz ou un moteur central nécessitant un refroidissement variable. 25 De même, bien que la description qui précède soit limitée au .cas où les sorties des ajutages 92 sont orientées en opposition au sens de rotation des disques du compresseur, un appareil selon l'invention peut aussi fonctionner avec des ajutages orientés dans le sens opposé pour augmenter le tourbillon naturel établi 30 dans 3a chambre. Bien entendu, la description qui précède n'est pas limitative et l'invention peut être mise en oeuvre suivant d'autres variantes sans que l'on sorte de son cadre. 71 15649 ii 2101178 REVENDICATIONS 1. Moteur à turbine à gaz comportant un passage annu-5 laire pour un courant de gaz, un élément tournant comprenant un rotor de compresseur ayant des ailettes dépassant dans le courant de gaz, et un rotor de turbine ayant des ailettes dépassant des disques de la turbine dans le courant de gaz, les ailettes de la turbine comportant des passages pour permettre le refroi-10 dlssement et le rotor du compresseur comportant un dispositif formant une chambre pour l'établissement d'un tourbillon, caractérisé par un premier dispositif de passage établissant un trajet d'écoulement entre le courant de gaz et la chambre à tourbillon, un second dispositif de passage établissant un trajet d'écoulement 15 entre la chambre à tourbillon et le disque de la turbine et les passages des ailettes, et ion dispositif pour faire varier l'intensité du tourbillon naturel formé dans la chambre à tourbillon du fait de la rotation de l'élément tournant afin de régler l'importance du courant de refroidissement vers les disques de 20 la turbine et les passages de refroidissement des ailettes. 2. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisé en ce que le rotor du compresseur comprend plusieurs disques portant les ailettes du compresseur, au moins l'un de ces disques comportant des parties séparées définissant la chambre 25 pour mouvement tourbillonnaire. 3. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif faisant varier l'intensité du tourbillon comprend plusieurs ajutages positionnés dans la chambre pour mouvement tourbillonnaire et un dispositif pour 30 alimenter les ajutages en fluide de commande. 4. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 3* caractérisé en ce que les ajutages sont distribués radialement le long de l'une des parties séparées du disque. 5„ Moteur à turbine à gaz selon la revendication 4, 35 caractérisé en ce que le dispositif d'alimentation en fluide de commande comprend un tube d'alimentation communiquant avec une source de fluide sous pression et une soupape pour faire varier la quantité de fluide sous pression stécoulant à travers ce tube. 71 15649 12 2101178 60 Moteur à turbine à gaz selon la revendication 5, caractérisé en ce que la source de fluide sous pression est le courant de gaz. 7. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 6, 5 caractérisé en ce que la soupape est réglée par effet centrifuge. 8. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que la soupape permet le débit maximal de fluide à travers le tube d'alimentation à la vitesse maximale de rotation de l'élément tournant. 10 9. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 8, caractérisé en ce que le premier dispositif de passage comprend au moins une ouverture radiale dans une partie périphérique du disque du compresseur comportant les parties séparées. 10. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 9, 15 caractérisé en ce que l'élément tournant comprend un arbre tubulaire, un premier élément conique de rotor assemblé à l'extrémité à l'arbre tubulaire et à l'autre extrémité aux disques du compresseur et un second élément conique de rotor connecté à une extrémité à l'arbre tubulaire et à l'extrémité opposée au 20 rotor de la turbine. 11. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 10, caractérisé en ce que le premier élément conique du rotor coopère avec l'arbre tubulaire pour former une première chambre, le premier et le second élément coniques du rotor coopèrent pour 25 former une seconde chambre et le second élément conique du rotor coopère avec l'arbre tubulaire pour former une troisième chambre. 12. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisé en ce que le second dispositif de passage comprend au moins une ouverture dans le premier élément conique du rotor 30 et au moins une ouverture dans le second élément conique du rotor afin que l'air de refroidissement puisse passer de la chambre pour mouvement tourbillonnaire dans la première chambre, de la première chambre dans la seconde ohambre, de la seconde chambre dans la troisième chambre et de la troisième chambre dans les 35 passages de refroidissement des ailettes de la turbine. 13. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 12, caractérisé en ce que la soupape est située dans la première chambre. 71 15649 ij 2101178 14. Moteur à turbine à gaz, caractérisé par un courant annulaire de gaz, un élément tournant comprenant un rotor de compresseur ayant des ailettes dépassant dans le courant de gaz, et un rotor de turbine ayant des ailettes dépassant dans le courant de gaz, les ailettes de la turbine comportant des passages pour le refroidissement, le rotor du compresseur comportant un disque de compresseur comportant des parties séparées définissant une chambre pour mouvement tourbillonnaire et une partie périphérique raccordant les parties séparées du disque, au moins une ouverture radiale dans la partie périphérique définissant un trajet d'écoulement entre le courant de gaz et la chambre à mouvement tourbillonnaire, un dispositif de passage, pour établir un trajet d'écoulement entre la chambre d'écoulement tourbillonnaire et les passages des ailettes de la turbine et un dispositif fluidique pour régler l'intensité du tourbillon naturel établi dans cette chambre du fait de la rotation du rotor du compresseur, ce dispositif fluidique comportant plusieurs ajutages positionnés dans la chambre d'écoulement tourbillonnaire et un dispositif pour régler le passage du fluide à travers les ajutages,