タービンの軸へ同軸配置され、結合された第1および第2の可動ブレードクラウンを搭載する第1および第2のタービンディスクをそれぞれ備える第1の回転ブレードセクタおよび少なくとも1つの第2の回転ブレードセクタを備え、前記第1および第2のタービンディスクは、関連づけられるブレードと共に前記タービンディスクのための冷却用空気の塊が通過できる第1の通路および個別の第2の通路を画定している航空エンジンのためのガスタービンであって、前記第1の通路を出る前記冷却用空気を前記第2の通路の方へ運ぶために、前記第1のブレードセクタと第2のブレードセクタとの間に置かれる前記冷却用空気を運搬するための手段をさらに備えることを特徴とする、ガスタービン。前記運搬手段は、前記第2の通路へ向かう前記冷却用空気の案内ダクトを少なくとも部分的に画定する隔壁を備えることを特徴とする、請求項1に記載のタービン。前記第1および第2の通路ならびに前記案内ダクトは、前記第1および第2のブレードセクタを通過する同等の冷却用空気の塊を供給するために閉回路の一部を形成することを特徴とする、請求項2に記載のタービン。前記閉回路は、前記第1の通路および個別の第2の通路ならびに前記案内ダクトが流れ込む第1および第2の環状チャンバをさらに備えることを特徴とする、請求項3に記載のタービン。前記隔壁は、前記ブレードセクタの各々のための個々の案内本体を備え、前記案内本体は、互いに独立し、かつ前記タービンディスク同士の接続部位において互いに接続され、前記案内本体は各々、関連づけられるタービンディスクの個々の部分と共に前記ダクトのセグメントを画定することを特徴とする、請求項2から4のいずれか一項に記載のタービン。高温ガスの流れを前記冷却用空気の運搬手段から断熱するための断熱手段をさらに備えることを特徴とする、請求項1から5のいずれか一項に記載のタービン。前記第1および第2の可動ブレードクラウン間に置かれる第1および第2のステータ本体をさらに備え、前記第1の可動ブレードクラウンと前記第1のステータ本体との間には第1のシール手段が置かれ、かつ前記第2のステータ本体と前記第2のブレードクラウンとの間には第2のシール手段が置かれ、前記断熱手段は、前記ステータ本体へ安定して接続されかつ前記ステータ本体と共に前記第1のシール手段を通って出る抽気された高温ガス流を前記第2のシール手段へと運搬するための別の環状ダクトを画定する機械的なバリアを備えることを特徴とする、請求項6に記載のタービン。前記第2のシール手段は、前記さらなるダクトによって運搬される前記抽気された高温ガス流の前記高温ガス流への再注入通路を画定することを特徴とする、請求項7に記載のタービン。前記さらなるダクトは、前記第1および第2のシール手段を部分的に収容することを特徴とする、請求項7または請求項8に記載のタービン。前記さらなるダクトは、前記冷却用空気を運搬するための前記手段から半径方向に離隔されることを特徴とする、請求項9に記載のタービン。前記機械的なバリアは、前記第1および第2のタービンディスクの接合部位の近くに達成されるサポート付加物から軸に沿って反対方向へ突き出す2つの金属本体を備えることを特徴とする、請求項7から10のいずれか一項に記載のタービン。前記断熱手段は、前記さらなる環状ダクトと前記冷却用空気を運搬するための前記手段との間に配置される環状チャンバをさらに備え、前記チャンバは、断熱性のエアクッションを収容することを特徴とする、請求項6から11のいずれか一項に記載のタービン。前記環状チャンバは、前記さらなるダクトの入口および出口と個々の絞り込まれた通路を介して連通することを特徴とする、請求項12に記載のタービン。本発明の目的は、その具象的特性が上述の問題点の単純かつ安価な方法による解決を可能にする、航空エンジンのためのガスタービンを製造することにある。本発明によれば、タービンの軸へ同軸配置され、結合された第1および第2の可動ブレードクラウンをそれぞれ搭載する第1および第2のタービンディスクをそれぞれ備える第1の回転ブレードセクタおよび少なくとも1つの第2の回転ブレードセクタを備え、前記第1および第2のタービンディスクは個々のブレードと共に、前記タービンディスクのための冷却用空気の塊が通過できる第1の通路および個別の第2の通路を画定している航空エンジンのためのガスタービンが製造され、航空エンジンのための本ガスタービンの特徴は、前記第1の通路を出る冷却用空気を前記第2の通路の方へ運ぶために、前記第1のブレードセクタと第2のブレードセクタとの間に置かれる前記冷却用空気を運搬するための手段をさらに備えることにある。次に、本発明を、本発明の原理に従って製造された航空エンジン用ガスタービンの限定的でない好適な実施形態を部分的に示す添付図面を参照して説明する。添付図面において、参照符号1は、全体として、航空エンジン不図示のためのガスタービンを示す。タービン1は、添付図面では2つしか見えていない複数の回転ブレードセクタ2と、2つのブレードセクタ2間に配置される、添付図面では2つしか見えていない複数のステータ本体3とを備える。回転ブレードセクタ2は、同軸上を参照符号5で示されるタービン軸へと延び、各々が軸5を中心に回転するタービンディスク6、7を備える。タービンディスク6、7は各々、個々のディスク状の中心部分8、9を備え、かつ各ディスク状の中心部分毎に内側フランジの付いた付属の側方管状本体ペア10、11を備える。側方管状本体10、11は、関連づけられるディスク状の中心部分8、9から一体式に反対方向へ突き出し、添付図面では1つしか見えていない複数のねじ13のリングによって互いへ安定して接続される個々の内側フランジ10a、11aで終わる。タービンディスク6、7は、各々参照符号15、16で示され、既知の方法で結合される個々のブレードクラウンを搭載し、これらのブレードクラウン15、16は、関連づけられるディスク状の中心部分8、9へ安定して結合される個々のルート15a、16aと、使用中に高温ガスの機能的な流れAが上を通る関連の外側成形部分15b、16bとを備える。各ルート15aは、ディスク状の中心部分8の外周上へ作られる関連の座内へ収容され、関連の座と共に、記述されている例では軸5に平行する個々の通し開口または軸方向通路18を画定する。図示されていない変形例によれば、軸方向通路18は軸5に対して傾斜される。代わって各ルート16aは、ディスク状の中心部分9の内周上へ作られる関連の座内へ収容され、関連の座と共に、常に軸5に平行するさらなる通し開口または軸方向通路19を画定する。添付図面を参照すると、通路18、19は、常時、タービンディスク6、7のための冷却空気流の閉循環回路20の一部を構成する。通路18、19に加えて、回路20は、通路18を出る冷却用空気の塊を受け入れてこの空気の塊を通路19の入口へと運びかつ通路19へ通すための運搬デバイス22を備える。記述されているこの具体例において、デバイス22は、参照符号23、24で示される2つの成形された環状本体を備え、これらは各々部分10、部分11を囲み、互いに接触して配置され、かつねじ13によってフランジ10aと11aとの間のパック内で締め付けられる個々の内側フランジ23a、24aを有する。環状本体23、24は直線母線を有する個々の中間部分23b、24bを備え、これらは、関連の内側フランジ23a、24aから個々のブレードクラウンまで延び、かつ部分10、11と共にダクト27の2つのセクション25、26を画定する。セクション25、26は、フランジ23a、24aを介して作られる開口Dのクラウンを介して互いに連通する。最後に、添付図面を参照すると、常時、環状本体23、24は個々の末端部分23c、24cを備え、記述されている具体例では、これらは、中間部分23b、24bのそれより大きい内径を有し、関連のブレードクラウン16、15へ略流体密封式に結合され、ブレードクラウン16、15および関連のタービンディスク7、8と共に個々のチャンバ29、30を画定する。チャンバ29、30は回路20の一部を構成し、かつ片側でダクト27の関連するセクション25、26と連通し、反対側で個々の開口19、18と連通する。この方法では、開口18を通過する冷却用空気はチャンバ30内に集められ、ここからダクト27を介してチャンバ29へ送られる。この空気は、チャンバ29から通路19を介して、この方法では冷却タービンディスク7も介して進む。引き続き添付図面を参照すると、各部分15bは、個々の漏れ制御シール32によって隣接するステータ本体3へ結合される。記述されているこの具体例において、シール32は部分15bによって支えられる1対の環状フィン33、34を備え、フィン33は、ステータ本体3によって支えられる摩耗材料製の本体35と協働し、一方でフィン34はステータ本体3の内面と直に協働する。正常な運転状況では、フィン33、34は、高温ガスの流れAの厳密な部分Cが引き込まれる通路36を画定する。代わって、記述されている例では、各部分16bは、シール32に類似する関連のシール37によって隣接するステータ本体3へ結合され、かつ高温ガスの流れAへと戻る高温ガスの抽気部分Cの再注入通路38を画定する。回路20の内部を通過するタービンディスク6、7のための冷却用空気は、高温ガスの流れAから、但しとりわけシール32を介して抽気される部分Cから、全体として参照符号40で示される遮熱層によって断熱される。遮熱層40は、ステータ本体3へ安定的に接続され、これらのステータ本体3と共に追加的な環状フィードダクト42を画定する機械的なガイドバリア41を備え、環状フィードダクト42は、シール32を出る高温ガスの部分Cを受入れ、高温ガスのこの部分Cを、高温ガスの流れAへのその再注入を許容するシール38へ運ぶことができる。記述されているこの具体例では、常時、ダクト42は、容量が異なるその軸方向終端セクションの内部にシール32、38を収容し、一方で機械的なバリア41は2つの環状金属本体43、44を備える。環状金属本体43、44は互いへ流体密封式に結合され、かつタービンディスク6、7の接合部位の近くに達成される有孔のサポート付加物45から軸に沿って反対方向へ突き出す。機械的なバリア41に加えて、遮熱層40は、抽気される高温ガスの部分Cを運ぶためのダクト42と冷却用空気を運ぶためのダクト27との間に配置される環状チャンバ47も備える。チャンバ47は、外側を本体43、44によって、かつ内側を本体23、24によって周状に区切られ、参照符号47a、47bで示される2つの絞り込まれた通路を介してダクト42の入口および出口と連通する。使用に際して、チャンバ47は、通路47a、47bの形状に起因して実際には周方向にしか移動できない空気の塊を収容し、よって、熱流AおよびCを冷却用空気の流れBから分離する断熱性のクッションを形成し、冷却用空気の流れBが1つのタービンディスクから次のタービンディスクへの移行中に加熱されることを防止する。何よりもまず、上記から、記述されているタービン1では、全てのタービンディスク6、7に共通する単一の冷却空気流が用いられることは明らかである。実際に、各回路20は、上流側のタービンディスクを出る冷却用空気を取り出し、これを下流側の直近に配置されるタービンディスクへ送ることを有効化する。この方法では、既知の解決手段に比べて、常時、タービンディスクを冷却することになっている空気の塊は大幅に低減される。この冷却用空気は高温ガスの流れへは絶対に混合または追加されず、よって、これらの高温ガスの温度は冷却用空気の塊および温度によって影響されない。さらに、1つのタービンディスクから次のタービンディスクへの移行の間の空気の望ましくない加熱を回避するために、記述されているタービン1内には、記述されているこの具体例では抽気された高温ガスを再び主流へと再注入する機能を有する機械的なバリアと、様々なタービンディスクを介して冷却空気流を案内するために装備されるデバイスの機械的なバリアを断熱するための断熱性エアクッションとを備える断熱障壁が設けられる。上記から、独立クレームに規定されている保護の範囲を逸脱することなく本明細書に記述されているタービン1に対して変更および修正を行い得ることは明らかである。具体的には、冷却用空気を下流側タービンディスクの軸方向通路へ向けて案内するためのデバイスの構造は、例示として記述されているものとは異なっていることも可能である。具体的には、冷却用空気は、例えば部分23c、24cとブレード15、16との間の界面部位における抽気の可能性に起因して閉止されない画定された経路に沿って進むことも可能である。