Brevet FR2647850A1 — publié le 19901207

MOTOPROPULSEUR A TURBINE A GAZ La présente invention concerne des motopro- pulseurs, et plus particulièrement un motopropulseur comprenant un moteur à turbine à gaz. Les moteurs à turbine à gaz sont utilisés pour un grand nombre de réalisations comportant des alimen- tations électriques et pour des applications de moto- propulseur industriel. Ces moteurs a turbine à gaz comprennent typiquement deux configurations de base. L'une de ces configurations, communément appelée système à arbre unique, comporte un compresseur a étage simple qui est directement couplé à une turbine à étage simple, et la turbine ou le compresseur est directement couplé à une charge. Les autres systèmes utilisent par contre une turbine de puissance libre qui est placée en aval de la sortie de la turbine, et qui est aerody- namiquement couplée à cette sortie de turbine. Ces systèmes qui utilisent une turbine de puissance peuvent comporter soit un compresseur à étage simple qui est relié a une turbine à étage simple, soit des compresseurs a étages multiples, tel qu'un compresseur basse pression relié a une turbine basse pression, et un compresseur haute pression relié à une turbine haute pression. Dans les systèmes qui utilisent une turbine de puissance, la turbine de puissance fonctionne cependant de manière indépendante et tourne librement par rapport à la turbine reliée au compresseur. Ces deux configurations ont chacune leurs avantages et leurs inconvénients respectifs. Dans certaines applications, telles que la marine, une gamme étendue de couples de calage de moteur est par exemple souhaitable, de telle sorte que lorsque le système est relié à une charge qui ne tourne pas, une gamme étendue de couples de moteur puisse être appliquée. On peut obtenir une gamme étendue de couples de calage de moteur avec des systèmes comprenant une turbine de puissance, et ainsi, le moteur peut fonctionner indépendamment de la turbine de puissance, et par conséquent, une gamme étendue de couples peut être appliquée à la charge par l'intermédiaire de la turbine de puissance, et ce même lorsque la turbine de puissance reste immobile. Les systèmes & arbre unique n'ont par contre pas de couple de calage de moteur puisque la charge est directement reliée à la turbine et au compresseur. De ce fait, le compresseur et la turbine ne tournent pas, et aucune puissance ne peut être appliquée à la charge, puisque la charge ne tourne pas. Des démarreurs de moteur sont nécessaires dans ces systèmes pour faire tourner la turbine à compresseur ainsi que la charge afin de démarrer le moteur. Le système à arbre unique présente cependant des avantages sur les systèmes comprenant une turbine de puissance libre, et de ce fait, les performances obtenues à température ambiante sont supérieures. Il est bien connu que lorsque la charge est constituée par un générateur, les systèmes qui ont une turbine de puissance éprouvent une plus grande perte de rendement en puissance que les systèmes dans lesquels le générateur aboutit au rotor, et c'est pourquoi le compresseur et la turbine tournent à une vitesse relativement constante. Les systèmes & arbre unique sont aussi plus avantageux en ce qui concerne les diminutions brusques de la charge. Dans le système à arbre unique, lorsque la charge se déconnecte de la turbine, que ce soit électriquement ou mécaniquement, la turbine continue à être reliée au compresseur, et par conséquent, une protection contre la survitesse est assurée. Cependant, dans les systèmes à turbine de puissance, lorsque la charge se déconnecte, la turbine de puissance n'est reliée à aucun autre élément susceptible de limiter la survitesse, 'tel qu'un compresseur, et par conséquent, la turbine de puissance est beaucoup plus sujette à des survitesses soudaines qui peuvent endommager la turbine de puissance et la totalité du motopropulseur lorsque des contraintes critiques s'exercent dans la turbine de puissance. Les autres considérations à prendre en compte dans le développement et dans le choix d'un moteur à turbine à gaz incluent le coût, la fiabilité, et l'importance de l'expérience acquise avec le moteur à turbine à gaz. Beaucoup de motopropulseurs industriels utilisent des moteurs dérivés des moteurs d'avion, et c'est pourquoi ces moteurs industriels bénéficient de l'expérience et de la technologie des moteurs d'avion. En plus, l'utilisation de moteurs dérivés de l'aviation conduit à l'utilisation de moteurs d'un poids relati- vement faible, qui sont particulièrement adaptés à certaines applications. Ces systèmes dérivés de moteurs d'avion utilisent des turbines de puissance qui, à côté de leurs avntages, présentent des inconvénients qui s'ajoutent au coût supplémentaire dû à la fourniture d'une turbine de puissance supplémentaire. En outre, ces turbines de puissance ne sont pas typiquement utilisées dans les moteurs d'avion dont sont dérivés ces moteurs industriels, et c'est pourquoi elles nécessitent des modifications de structure et de forme supplémentaires. Ces moteurs d'avion à turbine à gaz perfectionnés utilisent souvent des compresseurs à étages multiples avec un compresseur haute pression relié à une turbine haute pression au moyen d'un arbre creux, et un compresseur basse pression relié a une turbine basse pression au moyen d'un arbre qui prolonge l'arbre creux haute pression. Dans beaucoup d'applica- tions, un arbre pour actionner la charge placée en amont des compresseurs est souhaitable. Des générateurs de vapeur peuvent par exemple être placés en aval du moteur pour produire de la vapeur qui est injectée dans le moteur. Le positionnement de la charge en aval de la lo turbine de puissance entraîne cependant des modifica- tions non souhaitables au niveau du conduit d'écoulement, et telles que l'écoulement d'air chauffe les générateurs de vapeur. Dans ces formes de turbines à gaz perfectionnées comportant de nombreux arbres, il est malheureusement peu pratique d'ajouter un arbre supplémentaire tel qu'il s'étende depuis la turbine de puissance au travers du moteur, de manière à ce que cet arbre puisse être relié à une charge en amont des compresseurs. Les moteurs dérivés de l'aviation ont en outre typiquement besoin de modifications au niveau de la turbine, et ces modifications ne doivent pas aller à l'encontre des modifications réalisées au niveau de l'écoulement d'air, et d'autres modifications entraî- nent souvent des modifications au niveau de la zone de la tuyère, ainsi que des modifications dans le nombre d'étages du compresseur. Chaque fois que des modifications de la forme existante du moteur d'avion sont nécessaires, des modifications au niveau de l'étude et de la fabrication en découlent, augmentent les coûts et entraînent des considérations de fiabilité supplémentaires qui correspondent à l'utilisation des configurations qui ne bénéficient pas directement de la fiabilité, des tests et de l'expérience dont -les moteurs d'avion ont bénéficié. C'est pourquoi il est souhaitable d'avoir un système qui évite les inconvénients du système & arbre unique, ainsi que des configurations de turbine de puissance qui conservent bon nombre de leurs avantages respectifs. Un système qui réduise les modifications & apporter a la technologie existante des moteurs d'avion est en outre souhaitable. La figure 1 est une représentation graphique schématique de l'un des modes de réalisation de la présente invention. Les figures 2A et 2B représentent des coupes transversales d'un moteur à turbine a gaz d'avion. Les figures 3A et 3B représentent des coupes transversales se rapportant a un mode de réalisation de la présente invention. La figure 4 est une représentation graphique schématique d'une configuration de motopropulseur double selon la présente invention. Un motopropulseur comporte un premier compresseur qui produit un écoulement axial aval, un second compresseur placé en aval du premier compresseur, et une chambre de combustion situee en aval du second compresseur. Une première turbine est placée en aval de la chambre de combustion et est accouplée au second compresseur par l'intermédiaire d'un premier arbre. Une seconde turbine est placée en aval de la première turbine et est accouplée au premier compresseur par l'intermédiaire d'un second arbre. Le motopropulseur comporte un moyen pour produire une charge qui entre initialement en rotation en réaction a une poussée axiale aval, et cette charge est couplée au second arbre. La présente invention comporte aussi un moteur pour une application qui ne relève pas de l'aéronautique, et ce moteur comprend un premier compresseur qui fournit un écoulement axial aval, un second compresseur placé en aval du premier compres- seur, et une chambre de combustion située en aval du second compresseur. Une première turbine est placée en aval de la chambre de combustion et est accouplée au second compresseur par l'intermédiaire d'un premier arbre. Une seconde turbine est placée en aval de la première turbine et est accouplée au premier compres- seur par l'intermédiaire d'un second arbre. Le motopropulseur présente un moyen permettant de coupler une charge au second arbre. La présente invention comprend en outre un procédé pour transformer un moteur d'avion à turbo- réacteur à double flux comportant une soufflante, communément appelée fan, ainsi qu'un compresseur pour produire un écoulement aval adjacent au fan, en un montage ne relevant pas de l'aéronautique, ce procédé comprenant les étapes de suppression du fan de l'arbre du moteur et d'installation d'un moyen permettant de coupler une charge à l'arbre d'o le fan a été enlevé. Dans la figure 1, un motopropulseur 10 selon la présente invention comprend un moteur pour une appli- cation ne relevant pas de l'aéronautique, et ce moteur présente un premier compresseur 20 pour produire un écoulement axial aval et un second compresseur 22 placé en aval du premier compresseur 20. Une chambre de combustion 24 est placée en aval du compresseur 22, et une première turbine 28 est placée en aval de la chambre de combustion 24 et est accouplée au second compresseur 22 par l'intermédiaire d'un premier arbre 32, et une seconde turbine 36 est placée en aval de la première turbine 28, et la seconde turbine est accouplée au premier compresseur 20 par l'intermédiaire d'un second arbre 40. Le motopropulseur présente un moyen 44 permettant de coupler une charge au second arbre 40. La charge couplée au second arbre 40 entre de préférence en rotation en réaction à une poussée axiale aval. Les premier et second compresseurs 20 et 22, la chambre de combustion 24, les première et seconde turbines 28 et 36, ainsi que les premier et second arbres 32 et 40 sont de préférence repris sur un moteur d'avion tel qu'un moteur CF6-80C2 de General Electric Company représenté sur les figures 2A et 2B dans lesquelles le moteur d'avion 200 présente un fan 218 qui produit un écoulement axial aval, un premier compresseur 220 est placé en aval du fan 218, un second compresseur 222 est placé en aval du premier compresseur 220, une chambre de combustion 224 est placée en aval du second compresseur 222, une première turbine 228 est placée en aval de la chambre de combustion 224 et est accouplée au second compresseur 222 par l'intermédiaire d'un premier arbre 232, une seconde turbine 236 est placée en aval de la première turbine 228 et est accouplée à la fois au premier compresseur 220 et au fan 218 par l'intermédiaire d'un second arbre 240. Le premier compresseur 220 présente typiquement une première extrémité couplée au second arbre 240 par l'intermédiaire du fan 218. En aval de la seconde turbine 236, on trouve généralement un châssis arrière cylindrique 260 qui comporte typiquement des entretoises de dévrillage auxquelles une tuyère de turbine à gaz est typiquement fixée, comme il est bien connu de l'art antérieur. Le châssis arrière cylindrique 260 présente une courbure à proximité de l'axe central du moteur, en aval de la seconde turbine. Dans les figures 3A et 3B, un moteur de turbine à gaz modifié est représenté, et les index de référence sont en correspondance avec ceux des éléments des figures 2A et 2B. I1 est bien entendu que toute modification du moteur doit être de préférence apportée en amont du premier compresseur 220 ou en aval de la seconde turbine 236, ce qui entraîne des modifications minimes pour le moteur d'avion. Il peut être cependant souhaitable de changer les aubes présentes dans le premier compresseur 220 contre des aubes qui rendent maximale la potentialité d'adaptation aux modifications des caractéristiques de l'écoulement d'air. On modifie de préférence seulement la forme des a-ilettes, et les o10 autres éléments du compresseur, tels que le mode de fixation des aubes et le moyen de blocage, ou le conduit d'écoulement, restent inchangés. En amont du premier compresseur 220, le fan 218 doit être enlevé et un disque 310 doit typiquement relier le second arbre 240 au premier compresseur 220 de manière à fournir un support et à entraîner le premier compresseur 220. Un piston 320 d'équilibrage est de préférence placé en amont du premier compresseur 220 et est typiquement constitué d'un premier élément 322 relié à un carter d'admission 340, ce premier élément se prolongeant jusqu'au second arbre 240 par l'intermédiaire d'un moyen d'étanchéité. Le premier élément 322 peut, si on le souhaite, être constitué par un système de cavité à double étanchéité présentant un évent, ce système possédant une première paroi latérale qui s'étend depuis le carter d'admission 340 jusqu'au premier moyen d'étanchéité adjacent au second arbre 240, et une seconde paroi latérale espacée de la première paroi et qui s'étend depuis le carter d'admission jusqu'au second moyen d'étanchéité adjacent au second arbre 240, ces parois délimitant une ouverture et pouvant être couplées au moteur au moyen d'un tube. Le premier élément 322 peut aussi être' constitué au moyen d'un triple moyen d'étanchéité qui délimite deux cavités. La première cavité est une cavité formant évent, et la seconde cavité est reliée à une source d'air à basse pression et à basse température. Le piston d'équili- brage 320 présente aussi typiquement un second élément 324 relié au second arbre 240, ce second élément s'étendant à proximité et en amont du premier élément 322 et délimitant une cavité 326 entre les premier et second éléments 322 et 324. L'air en provenance de la valve d'évacuation du second compresseur aboutit typiquement à la cavité par une canalisation 332, et cet air exerce une force en amont du second arbre 240 qui compense la suppression du fan 218. Un raccord 330 est aussi relié au second arbre 240 pour servir de moyen de couplage d'une charge au second arbre 240. Il est bien évident que le piston d'équilibrage 320 ou que le moyen de couplage d'une charge à l'arbre peut aussi être placé à l'arrière de la seconde turbine 236, mais pour éviter cependant des considérations dues à des températures plus élevées, il est typiquement souhaitable de positionner ces éléments à l'avant du premier compresseur 220. Une aube directrice d'admis- sion variable 370 est aussi placée en avant du premier compresseur 220 de manière à contrôler l'écoulement d'air, et un carter d'admission 340 est placé en amont de l'aube directrice 370 pour l'admission de l'air dans le compresseur 220. Les modifications apportées à l'arrière de la seconde turbine sont elles aussi typiquement minimes, et le châssis arrière 260 est typiquement remplacé par un châssis arrière modifié 360 présentant un diamètre qui augmente ou qui est approximativement constant en aval de la turbine. Il est bien évident que le moteur d'avion à turboréacteur à double flux est modifié pendant la phase d'étude de manière à concevoir le moteur ne relevant pas de l'aéronautique. C'est donc la phase d'étude qui typiquement détermine la suppression du fan ainsi que les autres modifications qui doivent être apportées au moteur d'avion, et lors de la réalisation du moteur ne relevant pas de l'aéronautique, l'assemblage s'effectue selon les plans qui comportent déjà les modifications nécessaires à la conversion de l'appareil. Pendant le fonctionnement, l'air entre par le carter d'admission 340 et traverse l'aube directrice d'admission 370 pour arriver au premier compresseur 220, puis s'écoule en aval à travers le second compresseur 222. L'air est ensuite chauffé au niveau de la chambre de combustion 224 qui alimente ensuite les première et seconde turbines 228 et 236. Les turbines entrainent les premier et second arbres 232 et 240. Le premier arbre 232 entraîne le second compresseur 222, et le second arbre 240 entraine le premier compresseur 220, ainsi que la charge qui est couplée au raccord 330. La charge entre essentiellement en rotation en réaction à une poussée axiale aval. La charge peut par exemple être constituée par un générateur, ou par un compresseur dans le cas d'applications industrielles, ou par un arbre couplé à un engrenage dans le cas d'une propulsion pour la marine. La puissance qui est typiquement utilisée pour amener par dérivation l'air dans un moteur à turboréacteur à double flux peut par conséquent être utilisée pour alimenter directement des moteurs qui ne comportent ni fan ni hélice. En outre, comme le rendement des turboréacteurs à double flux augmente au fur et & mesure que la technologie progresse, ces augmentations du rendement peuvent être directement et facilement mises en oeuvre dans des moteurs qui ne relèvent pas de l'aéronautique, particulièrement lorsque des écoulements de dérivation plus grands sont utilisés pour obtenir ces - 2647850 !1 augmentations du rendement. Une puissance supplé- mentaire peut aussi être obtenue en remplaçant le chassis arrière 260 par un châssis arrière modifié 360 présentant un diamètre qui augmente ou qui est approximativement constant en aval de la. turbine. Dans les moteurs d'avion, la paroi externe du conduit d'écoulement du chassis arrière est incurvée vers l'intérieur à proximité du centre du moteur de manière à compenser les diminutions de vitesse provoquées par les entretoises de dévrillage. Cependant, dans les applications industrielles ou de la marine, il n'est pas nécessaire de compenser les diminutions de vitesse, et dans ces applications, un diffuseur est typiquement utilisé à des vitesses plus basses de manière à obtenir une plus grande chute de pression dans la turbine afin d'augmenter le rendement, et le châssis arrière modifié 360 pourvoit à cette réduction de vitesse. Le piston d'équilibrage 320 compense les forces axiales aval qui s'exercent lorsque le fan 218 est supprimé au niveau du second arbre 240. Le piston d'équilibrage peut aussi inclure des techniques permet- tant de réduire l'injection d'air chaud dans le conduit d'écoulement du moteur, cette injection étant due à la non-étanchéité du piston d'équilibrage qui met sous pression l'air qui provient du moyen d'étanchéité interne. Dans un système de cavité à double étanchéité formant évent, l'air chaud qui entre dans la cavité peut par exemple s'échapper à l'extérieur du conduit d'écoulement du moteur. Dans un système de cavité à triple étanchéité formant évent, l'air chaud peut aussi s'échapper à l'extérieur du conduit d'écoulement du moteur, et de l'air froid à basse pression peut entrer dans la seconde cavité, et peut diminuer ensuite la température de l'air qui pénètre dans le conduit d'écoulement du moteur. Le motopropulseur "à moteur indépendant et à entraînement direct" selon la présente invention présente de nombreux avantages par rapport aux moteurs industriels ou par rapport aux moteurs de la marine. Par comparaison avec des systèmes à arbre unique qui présentent un couple de calage de moteur nul, par exemple, la présente réalisation peut fournir une gamme étendue de couples de calage de moteur lorsque le second compresseur 222, la première turbine 228 et l'arbre 232 sont en rotation indépendamment du second arbre 240 auquel la charge est connectée, ce qui permet au couple d'être appliqué à la charge. Le motopropulseur est aussi utile car il est souvent souhaitable de laisser le moteur se refroidir par lui- même à très basse vitesse, et cet objectif est aisément atteint dans la présente invention lorsqu'un compresseur et une turbine peuvent entrer en rotation indépendamment de la charge, et d'ailleurs, cette indépendance demande, dans les systèmes à arbre unique, une grande gamme de puissance pour entraîner la charge. En outre, dans les systèmes o la charge est un générateur, il est probable que la présente invention, comparée aux systèmes à turbine de puissance, permet une amélioration des rendements lorsque la température ambiante augmente. Dans la présente invention, une charge constituée par un générateur est couplée au premier compresseur par l'intermédiaire du second arbre, et le générateur fait que le premier compresseur introduit par conséquent un écoulement d'air relativement constant à l'intérieur du moteur, ce qui réduit les effets défavorables des augmentations de la température ambiante. En outre, la présente invention procure aussi une protection contre les survitesses qui peuvent se produire lorsque la charge est déconnectée de l'arbre, lorsqu'aussi la seconde turbine 236 est couplée au premier compresseur 220, et permet de ce fait de limiter les survitesses. La présente invention fournit aussi un système qui utilise une forme de turbine à gaz perfectionnée, et fournit aussi un système dans lequel la charge peut être connectée en amont des compresseurs, ce qui évite d'apporter des modifications à la direction de l'écoulement d'air, ces modifications pouvant être rendues nécessaires par un système dans lequel la charge serait placée en aval. En outre, le système peut aussi être utilisé de telle sorte que la charge soit placée en aval de la turbine, ce qui est souhaitable dans des applications particulières telles que celles relatives à la propulsion marine. Cette option de connexion de la charge, soit en amont des compresseurs, soit en aval de la turbine, donne la possibilité d'utiliser les turbines à gaz dans un système particulier, tel qu'un système a générateur "double" dans lequel, comme représenté sur la figure 4, un premier motopropulseur 420 est relié à un générateur 430 en aval des turbines du premier motopropulseur 420, et le générateur est aussi couplé à un second motopropulseur 440 en amont du compresseur du second motopropulseur. Dans l'art antérieur, des motopropulseurs identiques sont placés de chaque côté du générateur, et des turbines de puissance sont couplées au générateur. L'utilisation de turbines de puissance implique que l'une de ces turbines tourne dans le sens contraire de l'autre. Cette rotation en sens inverse entraine donc des modifications de forme et de fond pour l'une des turbines de puissance, et ces modifications augmentent donc les coûts. Dans la présente invention, le même moteur peut cependant être utilisé avec des différences qui existent initialement, et qui concernent seulement la fixation avant et arrière du générateur. La présente invention est particulièrement avantageuse dans sa capacité à utiliser une gamme maximum de formes de moteurs d'avions disponibles sur le marché, et ce avec un minimum de modifications. En réduisant les modifications à apporter & un moteur d'avion à des modifications de l'avant du premier compresseur 220 ou de l'arrière de la seconde turbine 236, les modifications à apporter au conduit d'écoulement sont faibles, et un bénéfice maximum peut être tiré de l'expérience actuelle en matière de fiabilité et de technologie de conception. De plus, on réduit au minimum les modifications de conception supplé- mentaires, ainsi que les coûts qui leur sont attachés. En outre, la conception retenue permet une diminution significative des coûts dans la mesure o l'on élimine l'utilisation d'une turbine de puissance. REVENDICATIONS 1. Motopropulseur (10), caractérisé en ce qu'il comprend: - un premier compresseur (20) pour produire un écoulement axial aval; - un second compresseur (22) placé en aval du premier compresseur (20); - une chambre de combustion (24) placée en aval du second compresseur (22); - une première turbine (28) placée en aval de la chambre de combustion (24) et accouplée au second compresseur (22) par l'intermédiaire d'un premier arbre (32); - une seconde turbine (36) placée en aval de la première turbine (28), et accouplée au premier compresseur (20) par l'intermédiaire d'un second arbre (40); et - un moyen de charge (44) dans lequel la charge est initialement en rotation en réaction à une poussée axiale aval, ce moyen de charge (44) étant couplé au second arbre (40). 2. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de charge (44) est adjacent au premier compresseur (20) situé à l'opposé de la seconde turbine (36). 3. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la charge (44) est adjacente à la seconde turbine (36) située à l'opposé du premier compresseur (20). 4. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la charge (44) est adjacente au premier compresseur (20) ainsi qu'à la seconde turbine (36). 5. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la charge (44) est un générateur. 6. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la charge (44) est un compresseur. 7. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la charge (44) est un arbre dans le cas d'une utilisation en propulsion marine. 8. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que le motopropulseur (10) comporte un piston d'équilibrage (320) placé en amont du premier compresseur (220). 9. Motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les premier (20) et second (22) compresseurs, la chambre de combustion (24), ainsi que les première (28) et seconde (36) turbines sont dérivés d'un moteur d'avion. 10. Moteur pour une application ne relevant pas de l'aéronautique, caractérisé en ce qu'il comprend: - un premier compresseur (20) pour produire un écoulement axial aval; - un second compresseur (22) placé en aval du premier compresseur (20); - une chambre de combustion (24) placée en aval du second compresseur (22); - une première turbine (28) placée en aval de la chambre de combustion (24) et accouplée au second compresseur (22) par l'intermédiaire d'un premier arbre (32); - une seconde turbine (36) placée en aval de la première turbine (28), et accouplée au premier compresseur (20) par l'intermédiaire d'un second arbre (40); et - un moyen de couplage d'une charge (44) relié au second arbre (40). 11. Motopropulseur industriel, caractérisé en ce qu'il comprend: - un premier compresseur (20) pour produire un écoulement axial aval; - un second compresseur (22) placé en aval du premier compresseur (20); - une chambre de combustion (24) placée en aval du second compresseur (22); une première turbine (28) placée en aval de la chambre de combustion (24) et accouplée au second compresseur (22) par l'intermédiaire d'un premier arbre creux (32); - une seconde turbine (36) placée en aval de la première turbine (28), et accouplée au premier compresseur (20) par l'intermédiaire d'un second arbre (40) qui se prolonge au-dela du premier arbre creux (32); et - un générateur couple au second arbre (40). 12. Motopropulseur industriel, caractérisé en ce qu'il comprend: - un premier compresseur (20) pour produire un écoulement axial aval; - un second compresseur (22) placé en aval du premier compresseur (20); - une chambre de combustion (24) placée en aval du second compresseur (22); une première turbine (28) placée en aval de la chambre de combustion (24) et accouplée au second compresseur (22) par l'intermédiaire d'un premier arbre creux (32); - une seconde turbine (36) placée en aval de la première turbine (28), et accouplée au premier compresseur (20) par l'intermédiaire d'un second arbre (40) qui se prolonge au-delà du premier arbre creux (32); et - un compresseur couplé au second arbre (40). 13. Procédé pour transformer un moteur d'avion (200) à turboréacteur & double flux en un montage ne relevant pas de l'aéronautique, le moteur d'avion (200) comprenant un fan (218) ainsi qu'un compresseur (220), pour produire un écoulement aval, ce compresseur étant adjacent au fan, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes: - la suppression du fan (218) d'un arbre (240) du moteur (200); et l'installation d'un moyen permettant de coupler une charge à l'arbre (240) d'o le fan (218) a été enlevé. 14. Procéde selon la revendication 13, caractérisé en ce que l'étape de suppression du fan (218) inclue en outre l'étape d'insertion d'un moyen permettant de connecter un premier compresseur (220) du moteur (200) à l'arbre (240). 15. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que l'étape d'installation d'un moyen permettant de coupler une charge à l'arbre (240) inclue l'installation d'un raccord (330) sur l'arbre (240) en amont du compresseur (220). 16. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'étape d'installation d'un piston d'équilibrage (320) couplé à l'arbre (240) de manière à compenser la suppression du fan (218). 17. Procédé selon la revendication 16, caractérisé en ce que le piston d'équilibrage (320) est installé en amont du compresseur (220). 18. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'étape d'installation d'une valve de stator à débit variable en amont du compresseur afin de limiter l'écoulement d'air passant dans ce compresseur. 19. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que le moteur (200) à turboréacteur à double flux comporte une chambre de combustion (224) placée en aval du second compresseur (222), une turbine (228) placee en aval de la chambre de combustion (224), et un châssis arrière (260) place en aval de la seconde turbine (236), ce châssis arrière (260) présentant un diamètre qui diminue en aval de la seconde turbine (236), et en ce qu'il comporte en outre l'étape de remplacement du châssis arrière (260) par un châssis arrière modifié (360) dont le diamètre augmente en aval de la seconde turbine (236). 20. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que le moteur (200) à turboréacteur à double flux comporte une chambre de combustion (224) placée en aval du second compresseur (222), une turbine (228) placée en aval de la chambre de combustion (224), et un châssis arrière (260) placé en aval de la seconde turbine (236), ce châssis arrière (260) présentant un diamètre qui diminue en aval de la seconde turbine (236), et en ce qu'il comporte en outre l'étape de remplacement du châssis arrière (260) par un châssis arrière modifié (360) dont le diamètre est approximativement constant. 21. Procédé pour transformer un moteur d'avion (200) à turboréacteur à double flux en un montage ne relevant pas de l'aéronautique, le moteur d'avion (200) comprenant un fan (218), un premier compresseur (220) placé en aval du fan (218), un second compresseur (222) placé en aval du premier compresseur (220), une chambre de combustion (224) placée en aval du second compresseur (222), une première turbine (228) accouplée au second compresseur (222) par l'intermédiaire d'un premier arbre (232),et une seconde turbine (236) placée en aval de la première turbine (228), et accouplée au premier compresseur (220) par l'inter- médiaire d'un second arbre (240), et en ce qu'il comprend les étapes suivantes: - la suppression du fan (218) du second arbre (240); - l'installation d'un moyen permettant de coupler une charge au second arbre (240); et - l'installation d'un moyen (320) pour équilibrer les forces sur l'arbre (240) de manière à compenser la suppression du fan (218). 22. Motopropulseur double caractérisé en ce qu'il comprend: - un premier moteur (420) comportant un compresseur pour produire un écoulement axial aval, une chambre de combustion et une turbine couplée au compresseur par l'intermédiaire d'un arbre, et un moyen permettant de coupler une charge, ce moyen étant relié & l'arbre, et étant adjacent et situé en aval de la turbine; - un second moteur (440) comportant un compres- seur pour produire un écoulement axial aval, une chambre de combustion et une turbine couplée au compresseur par l'intermédiaire d'un arbre, et un moyen permettant de coupler une charge, ce moyen étant relié & l'arbre, et étant adjaceht et situé en amont du compresseur; et - un générateur relié au moyen de couplage des premier (420) et second (440) moteurs. s