少なくとも1つの固定の翼列2と、空気抽気システムと、を備えており、前記少なくとも1つの固定の翼列2の翼3が、壁4に取り付けられ、翼3の間に気流の通路5が形成されており、前記空気抽気システムが、前記壁4に形成された開口6によって2つの翼3の間の通路5から空気を抽気させ、前記開口6は、不連続であって、気流の方向Eの縦列にて配置された複数のオリフィスO1、O2、O3、O4をそれぞれ備えている、圧縮機であって、各々の開口6の上流オリフィスO1が、開口6の下流オリフィスO2、O3、O4の断面の面積よりも大きい断面積を有し、下流オリフィスO2、O3、O4の数および断面が、所定の抽気の吸い込みの流れに適するように調節されることを特徴とする、圧縮機。各々の開口6の上流オリフィスO1が、翼3の吸い込み側の付近の横方向に位置し、軸方向については翼3の上流端3Aから翼3の軸方向の長さの10~30の間に位置する位置に対して心出しされる、請求項1に記載の圧縮機。開口6のオリフィスO1、O2、O3、O4の数および断面が、前記空気抽気システムによって生成される所定の吸い込みの流れに依存する、請求項1または2に記載の圧縮機。開口6のオリフィスO1、O2、O3、O4の数Nが、以下の関係Δβ.S/C/N.D≦300を満足し、ここでΔβは、翼列2を通過するときの流体の偏向を表わし、S/Cは、翼列2の相対ピッチを表わし、Sが2つの隣り合う翼3の間の距離であって、Cが翼3の弦であり、Dが、前記所定の吸い込みの流れを表わす、請求項3に記載の圧縮機。前記開口6のうちの少なくとも一部の開口6の上流オリフィスO1が、壁を貫いて、下流方向に傾斜している形状を呈している、請求項1から4のいずれか一項に記載の圧縮機。前記開口6のうちの少なくとも一部の開口6の上流オリフィスO1が、壁4を貫いて、流線型の形状7を呈している、請求項1から5のいずれか一項に記載の圧縮機。少なくとも1つの圧縮機と、空気抽気システムとを備えるエンジンであって、特に航空機用ジェットエンジンであり、請求項1から6のいずれか一項に記載の圧縮機1を備えることを特徴とする、エンジン。充分な吸い込みを得ることを可能にする大きな通路の断面により、そのような吸い込み口は、通常は、2つの翼の間のチャネルの寸法と比べて大きな寸法を有する。したがって、このチャネルにおける圧力勾配が大きいため、局所的な流体の再循環recirculationまたは排出が生じる。吸い込みと干渉するこの再循環が、気流を妨げ、空気抽気システムの効率を低下させる。したがって、この空気抽気システムは最適でなく、したがって該当のエンジンも最適でない。さらに、壁に形成された不連続な開口によって2つの翼の間の通路から空気を抽気させる圧縮機が、英国特許出願公開第2407142号明細書から知られている。出願人の企業は、固定の翼の壁領域における損失に関係した性能の低下を抑えることができる圧縮機を提供するという目標を設定した。本発明によれば、少なくとも1つの固定の翼列と、空気抽気システムとを備えており、前記少なくとも1つの固定の翼列の翼が、壁に取り付けられ、翼の間に気流の通路が形成されており、前記空気抽気システムが、前記壁に形成された開口によって2つの翼の間の通路から空気を抽気させ、前記開口は、不連続であって、気流の方向の縦列にて配置された複数のオリフィスをそれぞれ備えている圧縮機が、各々の開口の上流オリフィスが、開口の下流オリフィスの断面の面積よりも大きい断面積を有し、下流オリフィスの数および断面が、所定の吸い込みの流れに適するように調節されることを特徴とする。したがって、本発明によって提案される技術的解決策は、空気を、単一のオリフィスに代え、気流の方向の縦列にて配置された複数のオリフィスによって2つの翼の間の通路から抽気させる。吸い込みがいくつかのオリフィスに分配されることで、各々の抽気点において効率的な吸い込みが可能になる気流の方向の逆転がないと同時に、大きな寸法の単一の抽気または、吸い込みオリフィスにおいて生じると考えられる再循環が防止される。したがって、本発明は、固定の翼の壁の領域における損失に関係する圧縮機の性能の低下を、注意深く配置された低モーメントの空気の抽気によって抑制することを可能にする。さらに、この技術的解決策は、単一のオリフィスからの流れと同じ流れ例えばエンジンの内部で再使用され、あるいは空機へと向けられるを抽気させることができると同時に、翼列における二次的な損失の軽減を保証する。さらに、分離separationの防止という機能上流の吸い込みにより、分離の発生を防止でき、あるいは少なくとも遅らせることができるを有する各々の開口の上流オリフィスが、開口の下流オリフィスの断面の面積よりも大きい断面積を有する。また、好ましい方法においては、この上流オリフィスが、横方向については翼の吸い込み側suctionsideの付近に位置し、軸方向については翼の上流端から翼の軸方向の長さの10~30の間に位置する位置に対して心出しされる。さらに、開口の下流オリフィスの機能は、ひとたび分離が始まったならば、低エネルギーの流体を抽出することによって分離の強さを軽減することにある。したがって、このようにしていくつかのオリフィスへと離散化され、さらに後述される特定の基準に従って確立される吸い込みが、翼列における分離の制御を可能にする。さらに、上述の英国特許出願公開第2407142号明細書が、気流の方向に並んだオリフィスを提供しているものの、上述の機能分離の防止、強さの軽減を得ることを可能にする上流オリフィスより大きい断面を有すると下流オリフィス数およびサイズを調節できるとの間の本発明による種々の特徴を具体的には記載していないことに、注意すべきである。本発明の1つの特徴によれば、開口のオリフィスの数および断面が、所定の吸い込みの流れ前記空気抽気システムによって生成されるに依存する。さらには、開口のオリフィスの数Nが、好ましくは以下の関係Δβ.S/C/N.D≦300を満足し、ここでΔβは、翼列を通過するときの流体の偏向を表わし、S/Cは、翼列の相対ピッチを表わし、Dが、前記所定の吸い込みの流れを表わす。したがって、本発明の文脈において、空気抽気用の開口のオリフィスは、機能および形状に関して互いに異なっている。さらに、吸い込みを改善するために、前記開口のうちの少なくとも一部の開口の上流オリフィスが、壁を貫いて、下流方向に傾斜している形状および/または流線型の形状を呈している。圧縮機から抽気した空気は、その後に、エンジンシステムの冷却または通気あるいは前記エンジンを備える航空機の空気システムへの供給のために、通例の方法でマニホールドへと再注入される。空気抽気システムの特徴は、エンジンの構成および全体的な仕様に依存する。さらに本発明は、上述の形式の少なくとも1つの圧縮機を備えるエンジン特に、航空機用ジェットエンジンに関する。他の特徴および利点が、以下の説明を添付の図面と併せて検討することで、明らかになるであろう。本発明は、エンジンの圧縮機1に関し、特に空気抽気システムを備える航空機用ジェットエンジンの圧縮機に関する。ジェットエンジンの圧縮機が、いくつかの連続する圧縮段で構成され、各々の段が、可動の翼列ロータおよび固定の翼列2ステータを備えることが知られている。固定の翼列2整流器が、壁4に取り付けられ、壁4と一緒に気流の通路5を形成する翼3を備えている。さらに、本発明において考慮されるとおりの圧縮機1は、前記壁4に形成される開口6によって2つの翼3の間の通路5から空気を抽気させる標準的な空気抽気システム図示せずを備える。好ましい実施の形態においては、開口6が、2つの隣り合う翼3の間の各々の通路5に設けられる。図1Aが、空気を抽気させるように設計された先行技術による開口6Aを略図の形態で示している。この開口6Aは、単一のオリフィスOAを備えている。この単一のオリフィスOAは、その寸法が、このオリフィスOAを間に位置させる2枚の翼3によって形成されるチャネルの寸法と比べて大きいように、大きな通過の断面を呈している。これらの特徴ゆえに、流体の局所的な再循環または排出が生じ、これが吸い出しと干渉し、空気抽気システムの効率およびエンジンの性能を低下させる。この欠点を改善するために、本発明による圧縮機1は、図1Bに示されるように、空気を抽気させるように設計され、不連続であり、各々が翼3の吸い込み側に沿って気流の方向Eの縦列にて配置された複数のオリフィスO1、O2、、ON図1Bにおいては、Nが4に等しいによってもたらされている開口6を備えている。吸い込みが単一のオリフィスにではなくいくつかのオリフィスO1~ONに分配されることで、各々の抽気点において効率的な吸い込みが可能になる気流の方向の逆転がないと同時に、単一の大きな抽気オリフィスOAにおいて生じる再循環が防止される。したがって、本発明は、固定の翼列2の翼3の壁の領域における損失に関係する圧縮機1の性能の低下を、注意深く配置された低モーメントの空気の抽気によって抑制することを可能にする。さらに、この技術的解決策は、単一のオリフィスOAからの流れと同じ流れ例えばエンジンの内部で再使用され、あるいは航空機のエンジンの場合に航空機へと向けられるを抽気させることができると同時に、翼列2における二次的な損失の軽減を保証する。さらに、気流の方向Eにおける各々の開口6の上流のオリフィスO1の機能は、上流の吸い込みによって分離を防止し、分離の発生の開始を防止し、または少なくとも遅らせることができるようにすることにあり、下流オリフィスと呼ばれる開口6の残りのオリフィスO2~ONの機能は、ひとたび分離が始まったならば、この部位において低エネルギーの流体を抽出することによって分離の強さを軽減することにある。この目的のため、各々の開口6の上流オリフィスO1は、好ましくは、図2に示されているように、開口6の下流オリフィスO2~ONの断面の面積よりも大きい断面積を有する。また、好ましい方式においては、この上流オリフィスO1が、気流の特異点分離中心と呼ばれるに吸い込みをもたらすために、翼3の吸い込み側の付近の横方向に位置し、軸方向においてすなわち、圧縮機1の軸に沿って軸方向の翼弦の10~30の間に位置する位置に対して心出しされる。このオリフィスO1の機能は、下流中心において生じる分離の原因である気流の一部を吸い込むことができるようにすることにある。この理由で、このオリフィスO1は、特有の特徴固定された上流位置、下流オリフィスO2~ONよりも大きい断面、および後述のとおりに流線型にされた空気取り入れ口を有する。達成すべき流れは、通常は、エンジンの仕様および吸気によってもたらされる冷却機能に応じ、数パーセント程度である。例として、最小の吸い込み効率を保証するために1を計画することができ、圧縮機1における最大の抽気について最大5~6を計画することができる。下流オリフィスO2~ONの数および断面は、後述のように、エンジンの機能によって必要とされる流れに応じて調節される。翼3の吸い込み側に沿い、かつ離散化の基準を順守したオリフィスO1、O2、、ONの形状および配置が、同等の連続的な吸い込みスロットによってもたらされる損失の軽減と同程度の大きさの追加の空力的損失の軽減を目的とする本発明の完全な有効性を保証するために必要である。オリフィスO1、O2、、ONは、種々の形状の断面を呈することができ、特に円形、矩形、または正方形の形状を呈することができる。図2の例では、矩形の断面を有するオリフィスについて、siが、i番目のオリフィスの幅を示しており、ciが、i番目のオリフィスの長さを示している。さらに、円形の断面の場合には、si=ci=riであり、ここでriは、i番目のオリフィスの半径を表わす。1つの特徴によれば、開口6のオリフィスO1、O2、、ONの数Nおよび断面積が、所定の吸い込みの流れに依存する。また、前記数Nが、好ましくは以下の関係Δβ.S/C/N.D≦300を満足し、ここでΔβは、翼列2を通過するときの流体の偏向を表わし、Δβ=β2-β1であって、β1およびβ2は、図2に示されているように、それぞれ翼3の上流端3Aおよび下流端における一方圧縮機1の軸と他方流体の流れの全体的な方向との間の角度であり、S/Cは、翼列2の相対ピッチを表わし、Sが、2つの隣り合う翼3の間の距離であって、Cが、翼3の弦であり、Dが、前記所定の吸い込みの流れ一般的には、1~5の間を表わす。さらに、一特定の実施の形態においては、吸い込みを改善するという目的において乱れを防止または軽減するために、開口6の上流オリフィスO1が、Fが吸い込みの空気の流れを示している図3に示されているように、壁4を貫いて、下流方向に傾斜した形状または流線型の形状7やはり気流の方向Eにおいて下流方向に傾斜しているを呈する。圧縮機1から抽気した空気は、その後に、エンジンシステムの冷却または通気あるいは前記エンジンを備える航空機の空気システムへの供給のために、通例の方法でマニホールド図示せずへと再注入される。空気抽気システムの特徴は、エンジンの構成および全体的な仕様に依存する。本発明を、必要であれば可変ピッチの段を取り除くことによってケーシングまたはハブに設置することができる。本発明は、あらゆる種類の圧縮機低圧、高圧、民生用、軍用およびあらゆる種類の全体的構造物ジェットエンジン、ターボプロップ、二重反転、オープンロータとして知られるアンダクテッドファンに適用可能である。