Brevet FR2966522A1 — publié le 20120427

Turbomachine à double soufflante et triple flux La présente invention concerne une turbomachine à double soufflante et triple flux et à fort taux de dilution, ce taux de dilution étant défini par le rapport des débits massiques d'air des flux secondaire et tertiaire sur celui du flux primaire. Typiquement, une turbomachine est du type à double flux et comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur étant alimenté par un flux primaire qui est généré par une soufflante montée en amont du compresseur. Cette soufflante est carénée, c'est-à-dire qu'elle est entourée par un carénage, et alimente en flux secondaire une veine s'étendant autour du compresseur. Ce type de turbomachine comprend en général deux modules, respectivement basse-pression et haute-pression, le module basse- pression comprenant un compresseur et une turbine dont les rotors sont reliés par un arbre « basse-pression », et le module haute-pression comprenant un compresseur et une turbine dont les rotors sont entraînés par un arbre « haute-pression ». La soufflante de la turbomachine est en général solidaire de l'arbre basse-pression. La séparation des flux primaire et secondaire s'effectue à l'aval de la soufflante par le biais d'une paroi de révolution de séparation des flux. Le flux primaire pénètre dans le compresseur basse-pression et le flux secondaire passe à travers des bras redresseurs sensiblement radiaux, puis est détendu dans une tuyère aval avant d'être rejeté à l'atmosphère. Ce flux secondaire génère la majeure partie de la poussée de la turbomachine. Le taux de dilution de cette turbomachine est égal au rapport des débits massiques d'air du flux secondaire et du flux primaire. Lorsque le taux de dilution d'une turbomachine augmente à poussée constante, le rendement propulsif de cette turbomachine augmente. En effet, la poussée est proportionnelle au débit de quantité de mouvement, donc au débit massique que multiplie la vitesse d'éjection du flux, tandis que l'énergie prélevée sur le moteur par le flux et libérée sous forme d'augmentation de son énergie cinétique est proportionnelle au débit massique que multiplie la vitesse au carré, soit la quantité de mouvement que multiplie la vitesse. Pour une même poussée, il faut donc réduire la vitesse pour réduire la consommation de la turbomachine. Le gain en rendement se traduit par une énergie cinétique résiduelle de l'air éjecté plus faible pour la turbomachine la plus diluée, soit une plus faible énergie non convertie en poussée. Il est donc particulièrement intéressant d'augmenter le taux de dilution d'une turbomachine pour réduire sa consommation. Cependant, le facteur principalement limitant dans l'augmentation du taux de dilution d'une turbomachine est une augmentation corrélative de la masse de la turbomachine. De plus, lorsque le taux de dilution d'une turbomachine augmente, le diamètre du flux primaire est proportionnellement plus faible comparativement au diamètre de la soufflante, ce qui induit une diminution de la vitesse périphérique des rotors du compresseur et de la turbine basse-pression, proportionnellement à celle de la soufflante. Par ailleurs, la poussée étant proportionnelle au débit massique et au taux de compression de la soufflante, si l'on augmente le débit de la soufflante, il est nécessaire de réduire son taux de compression pour une même poussée. La vitesse périphérique de la soufflante nécessaire à l'obtention de ce taux de compression réduit est plus faible, ce qui conduit à avoir une soufflante relativement lente pour un cycle fortement dilué, et contribue à réduire davantage la vitesse périphérique des rotors du compresseur et de la turbine basse-pression par rapport à celle de la soufflante. Pour pallier la réduction de la vitesse périphérique de ces rotors, il serait possible d'augmenter le nombre d'étages de ces éléments, ce qui se traduirait toutefois par une nette augmentation de la masse de la turbomachine. De plus, en fonctionnement au sol (c'est-à-dire au ralenti) une soufflante lente est plus sensible au flottement qu'une soufflante rapide, car sa ligne de fonctionnement au point fixe présente un taux de compression plus élevé par rapport à la ligne de fonctionnement en vol. Le risque au flottement est d'autant plus aggravé qu'une pale de soufflante lente présente un calage plus faible, et donc un premier mode de flexion qui contribue plus que sur une soufflante rapide au chargement instationnaire de la pale de la soufflante, tout en présentant un amortissement mécanique plus faible (faible chargement centrifuge et faible fréquence). Cela peut être contrebalancé par un raidissement de la pale, associé à l'utilisation d'un matériau plus rigide (tel qu'un composite à base de fibre de carbone), ou par un épaississement de la base ou partie radialement interne de la pale (ce qui entraîne toutefois une augmentation de sa masse). Il existe donc une limite à l'augmentation du taux de dilution d'une turbomachine à soufflante carénée et à double flux, tant du point de vue de la soufflante que du module basse-pression. Il est habituellement admis que cette limite du taux de dilution se situe entre 12 et 15. Au-delà de cette valeur du taux de dilution, il est nécessaire d'adjoindre des dispositifs supplémentaires à la soufflante pour la rendre fonctionnelle, et pour limiter l'augmentation de masse du module basse-pression On a déjà proposé des solutions pour augmenter le taux de dilution d'une turbomachine. Une première solution (du type de celle décrite dans le document EP-A1-1 988 274) consiste à relier par un arbre la soufflante d'une turbomachine à une turbine qui est dédiée à cette soufflante. Cependant, cette turbine doit tourner à la même vitesse que la soufflante, ce qui en accroit la difficulté aérodynamique pour une soufflante lente. Par ailleurs, ceci ne résout pas le problème de I'opérabilité de la soufflante à basse vitesse au flottement, qui ne peut alors être compensée que par une augmentation d'épaisseur ou de rigidité de la base des pales de la soufflante, et donc une augmentation de la masse, tout en pénalisant les performances et l'acoustique de la soufflante. Une autre solution consiste à relier la soufflante à un arbre basse-pression au moyen d'un réducteur mécanique, ce qui permet d'obtenir une soufflante lente tout en maintenant une vitesse périphérique des rotors du module basse-pression assez élevée et de limiter le nombre d'étages de ce module. Cependant, cette solution n'est pas entièrement satisfaisante car elle ne résout pas non plus l'opérabilité de la soufflante lente au flottement, dont les pales devraient donc être également épaissies ou rigidifiées. De plus, le réducteur mécanique est relativement lourd et encombrant, et doit être refroidi, compte tenu des puissances importantes qui y transitent et des inévitables pertes associées. Cela impose donc d'adjoindre un système de circulation d'huile et de radiateur pénalisant la masse et les performances de la turbomachine. L'ensemble présente enfin une durée de vie relativement limitée compte tenu du chargement significatif du train d'engrenages aux puissances requises, Afin de réduire le risque associé à l'opérabilité de la soufflante lorsqu'elle est au ralenti, il peut être nécessaire d'ajouter un système de calage variable aux pales de la soufflante, une roue directrice d'entrée à calage variable, ou encore une tuyère à section variable. Cependant, ces technologies entraînent des problèmes de fiabilité et de défaut de robustesse, et une augmentation significative de la masse et de l'encombrement. Une autre solution consiste à utiliser une turbomachine du type « open rotor » comprenant deux hélices contra-rotatives non carénées, c'est-à-dire deux hélices qui s'étendent radialement à l'extérieur de la nacelle de la turbomachine. Cette technologie a l'avantage de limiter les traînées de la nacelle en fonctionnement du fait de son faible diamètre, et d'augmenter nettement le taux de dilution de la turbomachine (pour atteindre des valeurs de 20 à 25, voire supérieures à 30). Cependant, l'absence de carénage autour des hélices pose des problèmes acoustiques (non confinement du bruit, absence de revêtement phonique), des risques supplémentaires en terme de sécurité (non confinement des débris en cas de libération de pièces tournantes externes), et une difficulté accrue quand à l'opérabilité (absence de filtrage des distorsions amont par l'entrée d'air). Par ailleurs, cela impose l'emploi de pales à calage variable pour les hélices afin de réguler la poussée et permettre un mode « reverse » à l'atterrissage, et éventuellement d'un réducteur mécanique. Enfin, l'architecture « open rotor » conduit à un cycle moteur particulièrement avantageux dans les phases de vol à basse altitude, de montée et de descente. Ce type de moteur ne présente donc véritablement d'intérêt que pour les courts ou moyens courriers, mais pas pour les vols transcontinentaux. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace, et économique aux problèmes de la technique antérieure. Elle propose à cet effet une turbomachine à double soufflante et à triple flux, comprenant une première soufflante entraînée par une turbine basse-pression et alimentant en flux primaire un compresseur et en flux secondaire une première veine s'étendant autour du compresseur, et une seconde soufflante alimentant en flux tertiaire une seconde veine s'étendant autour de la première veine, caractérisée en ce que la seconde soufflante est solidaire d'une roue de turbine libre en rotation montée en amont du compresseur. L'invention permet une augmentation significative du taux de dilution d'une turbomachine grâce à la seconde soufflante qui est entraînée aérodynamiquement par la première soufflante et qui génère un flux tertiaire. L'entraînement de la seconde soufflante est réalisé sans moyen mécanique du type réducteur mécanique ou arbre de transmission, qui sont pénalisants en termes de masse, de robustesse et de performance. Les première et seconde soufflantes sont co-rotatives, la seconde soufflante tournant à une vitesse plus lente que la première soufflante. Du fait du faible régime de rotation de la seconde soufflante par rapport à la première soufflante, le diamètre externe de la seconde soufflante peut être augmenté pour augmenter le taux de dilution de la turbomachine. La connexion entre les deux soufflantes n'est donc pas mécanique, et la puissance nécessaire à l'entraînement de la seconde soufflante est extraite du flux aérodynamique issu de la première soufflante connectée à la turbine basse-pression située à l'aval de la chambre de combustion de la turbomachine. L'avantage est de pouvoir se passer de tout système mécanique pour opérer la réduction de régime, les pertes et les échauffements induits par le système étant alors évacués par les flux d'air, et partiellement récupérés par la tuyère de la turbomachine. Chaque soufflante fonctionne alors de manière aérodynamiquement optimale, le fort taux de dilution n'imposant plus de vitesse périphérique faible au flux primaire. Un intérêt de l'invention est de permettre une augmentation du taux de dilution du moteur sans réduire la vitesse périphérique des organes tournants du module basse-pression, le dispositif fonctionnant comme un réducteur à air. Les organes basse-pression fonctionnent donc dans de bien meilleures conditions aérodynamiques, ce qui permet de ne pas augmenter le nombre d'étages du module basse-pression (donc l'encombrement et la masse) et d'en améliorer les performances par rapport à un fonctionnement classique. Ce gain de masse et d'encombrement compense au moins partiellement l'augmentation de masse liée à l'ajout de la seconde soufflante. De plus, malgré le fort taux de dilution, la vitesse périphérique de la première soufflante reste classique, ce qui élimine le risque de flottement. La seconde soufflante présente une vitesse périphérique plus faible, puisque le taux de compression qu'elle engendre est moins fort que la première soufflante. La seconde soufflante est de préférence conçue afin de maximiser l'amortissement mécanique. Selon une autre caractéristique de l'invention, la roue de turbine est montée en amont ou en aval de la première soufflante et est entraînée en rotation par l'air entrant dans la première soufflante ou, respectivement, sortant de la première soufflante. Le montage de la première soufflante en amont de la seconde soufflante permet de limiter les risques associés à la distorsion sous vent de travers, le premier filtrage étant réalisé par la veine de passage du flux tertiaire. Le montage de la première soufflante entre la seconde soufflante et le compresseur permet de limiter les nuisances sonores générées par la première soufflante en fonctionnement. De plus, dans les deux montages précités (seconde soufflante en amont ou en aval de la première soufflante), l'entrée du compresseur est davantage protégée que dans une turbomachine à soufflante unique. Ceci permet d'envisager d'alléger les écopes des vannes de décharge (VBV) dont l'une des fonctions est d'évacuer l'eau et la grêle ingérées dans le moteur, en cas d'intempéries par exemple, et susceptibles d'éteindre la chambre de combustion de la turbomachine. La roue de turbine libre en rotation, qui est montée en amont ou en aval de la première soufflante, prélève de la puissance sur l'air qui entre dans ou qui sort de la première soufflante, cette puissance étant directement transmise à la seconde soufflante solidaire de la roue de turbine. La seconde soufflante est ainsi entraînée en rotation par l'intermédiaire de cette roue de turbine. La seconde soufflante peut être portée par la roue de turbine et entourer celle-ci. La seconde soufflante et la roue de turbine peuvent s'étendre sensiblement dans un même plan transversal. Par opposition à une roue de turbine d'une hélice non carénée d'une turbomachine du type « open rotor », la roue de turbine est ici montée en amont de la chambre de combustion de la turbomachine, c'est-à-dire en flux froid. Les deux soufflantes fonctionnent à des vitesses de rotation différentes et indépendantes, la limite étant de respecter la valeur de la variation d'enthalpie sur le carré de la vitesse linéaire moyenne de la roue de turbine. Cette valeur est classiquement deux à quatre fois plus élevée en mode turbine qu'en mode compresseur, ce qui permet par exemple pour une même vitesse périphérique des deux soufflantes d'augmenter le diamètre de la seconde soufflante d'un coefficient 1,5 à 2, et donc la section débitante d'un coefficient deux à quatre, augmentant ainsi considérablement le taux de dilution de la turbomachine. De préférence, la seconde soufflante s'étend radialement seulement dans la seconde veine et la roue de turbine s'étend radialement seulement en amont du compresseur et de la première veine. La seconde soufflante génère donc un flux (tertiaire) qui est distinct des flux (primaire et secondaire) générés par la première soufflante. Dans le cas où le rapport des dimensions entre la première soufflante et le compresseur et la turbine est comparable à ceux de la technique antérieure, cette soufflante ne présente pas de problème de flottement particulier et a une vitesse périphérique à plein régime située dans la gamme habituelle de vitesses. Dans cette hypothèse, la turbine et le compresseur présentent également des vitesses périphériques classiques, ce qui permet de limiter le nombre de leurs étages et ainsi de ne pas augmenter la masse et l'encombrement de ces éléments par rapport à ceux de la technique antérieure. Avantageusement, la seconde soufflante comprend des pales qui sont reliées à des pales de la roue de turbine par des nageoires ou plates-formes transversales ou circonférentielles, ces nageoires ou plates-formes coopérant entre elles à leurs extrémités circonférentielles pour assurer une étanchéité en direction radiale. Ces nageoires ou plates-formes sont de préférence situées dans un prolongement axial vers l'amont d'une paroi sensiblement conique de séparation des flux secondaire et tertiaire. Des moyens d'étanchéité sont avantageusement montés entre les extrémités aval des nageoires ou plates-formes et l'extrémité amont de la paroi de séparation. Les nageoires ou plates-formes assurent une étanchéité aérodynamique entre les flux passant respectivement entre les pales de la seconde soufflante et entre les pales de la roue de turbine. Ces nageoires ou plates-formes limitent les déplacements des pales en mode vibratoire en imposant une condition aux limites particulière au raccordement avec les pales voisines, ce qui favorise la limitation du risque au flottement (réduction des déplacements et dissipation mécanique par friction et/ou chargement structural des pales). Le risque au flottement inhérent à une soufflante lente est donc ici limité par le fait que la roue de turbine est surmontée d'une (seconde) soufflante, et est séparée de cette soufflante par des nageoires. Le cône d'entrée de la turbomachine a son extrémité de plus grand diamètre située en aval. Lorsque la première soufflante est située en amont de la seconde soufflante, le cône d'entrée et une paroi tronconique de la base de la première soufflante s'étendent tous les deux d'amont en aval vers l'extérieur, ce qui optimise le profil de veine à l'entrée de la turbomachine. Par ailleurs, l'extrémité aval de la paroi tronconique de la base de la première soufflante a un diamètre externe (similaire à celui de l'extrémité amont de la paroi tronconique de la base de la seconde soufflante) qui peut être supérieur à celui du carter interne du compresseur, et s'étend donc en amont et en regard d'une partie circonférentielle radialement interne de la veine du compresseur, qui est donc « cachée » par cette extrémité aval, ce qui permet de réduire davantage le risque d'ingestion de corps étrangers en vol. Les première et seconde soufflantes sont entourées par un carénage et sont du type caréné, par opposition à une turbomachine du type « open rotor », ce qui limite notamment les problèmes acoustiques. Une rangée annulaire de bras redresseurs sensiblement radiaux entoure la première soufflante lorsqu'elle est montée en amont de la seconde soufflante. Ces bras redresseurs sont reliés à leurs extrémités radialement internes à une paroi cylindrique amont qui est située sensiblement dans un prolongement axial vers l'amont des nageoires ou plates-formes précitées et/ou de la paroi précitée de séparation des flux secondaire et tertiaire. Ces bras redresseurs mettent le flux tertiaire en pré-rotation et supportent la paroi amont en la reliant au carénage. Ils permettent en outre de limiter les émissions acoustiques de la seconde soufflante vers l'amont. Des moyens d'étanchéité sont avantageusement montés entre les extrémités amont des nageoires ou plates-formes et l'extrémité aval de la paroi amont. La turbomachine peut comprendre également des bras de carter qui s'étendent sensiblement radialement dans les flux secondaire et tertiaire et traversent une partie d'extrémité aval de la paroi de séparation de ces flux, qui se mélangent en aval des bras. Lorsque la seconde soufflante est montée en amont de la première soufflante, ces bras de carter peuvent former des redresseurs à la fois du flux secondaire et du flux tertiaire. Cet agencement permet donc d'intégrer les redresseurs du flux tertiaire aux bras de carter s'étendant à travers ce flux. Le taux de compression de l'ensemble des deux soufflantes peut être réduit par rapport au taux de compression d'une soufflante unique, afin de respecter la conservation de la poussée (aux pertes de la roue de turbine près). Le taux de compression à l'issue du passage du flux au travers de la roue de turbine et de la première soufflante est de préférence égal à celui de la seconde soufflante, pour pouvoir mêler les flux secondaire et tertiaire à une même pression statique, une même vitesse axiale et une même giration des flux, et limiter ainsi les pertes de rendement et les émissions acoustiques associées au mélange des flux. Lorsque la turbomachine comprend deux modules de compresseur et de turbine, respectivement basse-pression et haute-pression, dont les rotors sont reliés par des arbres, respectivement « basse-pression » et « haute-pression », la seconde soufflante peut être montée libre en rotation sur une partie d'extrémité amont de l'arbre « basse-pression ». L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine selon l'invention ; et - la figure 2 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une variante de réalisation de la turbomachine selon l'invention. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une partie amont d'une turbomachine 10 selon l'invention à double soufflante 12, 14 et triple flux 16, 18, 20, ayant un fort taux de dilution. La turbomachine 10 comprend d'amont en aval deux soufflantes 12, 14, un compresseur 22, une chambre de combustion (non représentée) et une turbine (non représentée). Plus précisément, la turbomachine 10 comprend un module basse-pression comprenant un compresseur basse-pression 22 et une turbine basse-pression dont les rotors sont solidaires d'un arbre basse-pression 24, et un module haute-pression comprenant un compresseur haute-pression et une turbine haute-pression dont les rotors sont solidaires d'un arbre haute-pression. Le compresseur 22 comprend plusieurs étages de compression et définit une veine de passage d'un flux primaire 16, qui est destiné à être comprimé, mélangé à du carburant puis brûlé dans la chambre de combustion, puis détendu dans la turbine et éjecté par la tuyère de la turbomachine. La veine du compresseur est délimitée par des carters interne 26 et externe 27 sensiblement cylindriques s'étendant l'un autour de l'autre. Selon l'invention, la première soufflante 12 est entraînée en rotation par l'arbre basse-pression 24 et la seconde soufflante 14 est libre en rotation par rapport à cet arbre. Dans le mode de réalisation de la figure 1, la première soufflante 12 est montée en amont de la seconde soufflante 14 et est reliée à l'extrémité amont de l'arbre basse-pression 24. La première soufflante 12 comprend une rangée annulaire de pales sensiblement radiales qui s'étendent vers l'extérieur depuis une paroi tronconique 28 s'évasant vers l'aval et montée directement en aval du cône d'entrée 30 de la turbomachine. Les pentes du cône d'entrée 30 et de la paroi tronconique 28 peuvent être identiques ou différentes. La première soufflante 12 est entourée par une paroi amont 32 sensiblement cylindrique qui est portée par des bras redresseurs 34 radiaux. Ces bras 34 sont fixés à leurs extrémités radialement internes à la paroi 32 et à leurs extrémités radialement externes à un carénage 36 de soufflante, qui s'étend axialement vers l'aval autour du moteur de la turbomachine. Cette première soufflante 12 génère le flux primaire 16 d'alimentation du compresseur 22 ainsi qu'un flux secondaire 18 d'alimentation d'une veine 40 délimitée par le carter externe 27 du compresseur et une paroi 42 sensiblement conique s'étendant autour de ce carter. Les parois 32 et 42 limitent avec le carénage 36 une veine 44 de circulation d'un flux tertiaire 20 généré par la seconde soufflante 14. La paroi 42 sépare les flux secondaire 16 et tertiaire 18 sur une distance déterminée. La seconde soufflante 14 est interposée entre la première soufflante 12 et le compresseur 22 et s'étend radialement uniquement dans la veine de passage du flux tertiaire 20. Elle est portée par une roue de turbine 46 qu'elle entoure et qui est montée libre en rotation par des moyens 48 appropriés autour de l'arbre basse-pression 24. La seconde soufflante 14 comprend une rangée annulaire de pales sensiblement radiales et la roue de turbine 46 comprend également une rangée annulaire de pales sensiblement radiales. Les pales de la roue de turbine 46 sont reliées à leurs extrémités radialement internes à une paroi tronconique 50 dont l'extrémité amont de plus grand diamètre a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité aval de la paroi tronconique 28 de la première soufflante 12, et dont l'extrémité aval de plus petit diamètre a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité amont du carter interne 26 du compresseur 22. Les extrémités radialement externes des pales de la roue de turbine 46 sont reliées aux extrémités radialement internes des pales de la seconde soufflante 14 par des nageoires 52 ou parois transversales ou circonférentielles, qui assurent une étanchéité en direction radiale entre les pales et limitent les risques de flottement en fonctionnement. Les nageoires 52 ou parois transversales ou circonférentielles s'étendent axialement entre la paroi amont 32 et la paroi de séparation 42 des flux 16, 18, et des moyens d'étanchéité 54 sont montés entre l'extrémité aval de la paroi amont 32 et les extrémités amont des nageoires 52 et entre les extrémités aval des nageoires 52 et l'extrémité amont de la paroi de séparation 42. Des bras radiaux 56 s'étendent en aval du compresseur basse- pression 22 dans les veines de passage des flux primaire 16, secondaire 18 et tertiaire 20, depuis le carter interne 26 jusqu'au carénage 36. Ces bras 56 forment des redresseurs du flux secondaire 18. Ces bras 56 traversent une partie d'extrémité aval de la paroi de séparation 42, de sorte que les flux secondaire 18 et tertiaire 20 se mélangent en aval des bras. Dans la configuration représentée en figure 1, la seconde soufflante 14 est solidaire de la roue de turbine 46 qui est entraînée en rotation par le flux d'air sortant de la première soufflante 12, qui est elle-même entraînée en rotation par l'arbre basse-pression 24. Ce flux d'air se sépare en aval de la seconde soufflante 14 en un flux primaire 16 qui alimente le compresseur 22 et un flux secondaire 18 qui passe dans la veine 40. Le flux tertiaire 20 est mis en pré-rotation par les bras redresseurs 3, est comprimé par la seconde soufflante 14, puis s'écoule dans la veine 44 et se mélange ensuite au flux secondaire en aval de la paroi de séparation 42. Les nageoires 52 ou parois circonférentielles ou transversales et les moyens d'étanchéité 54 précités empêchent le passage d'air en direction radiale au niveau des soufflantes 12, 14. La variante de réalisation de la figure 2 diffère de la configuration de la figure 1 en ce que la première soufflante 12 est montée en aval de la seconde soufflante 14 et est donc interposée entre la seconde soufflante 14 et le compresseur 22. Les première et seconde soufflantes 12, 14 et la roue de turbine 46 sont similaires à celles décrites en référence à la figure 2. La paroi tronconique 50 de la roue de turbine 46 est reliée à son extrémité amont de plus grand diamètre à l'extrémité aval de plus grand diamètre du cône d'entrée 30. La paroi tronconique 28 de la première soufflante 12 a une extrémité amont de plus petit diamètre qui a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité aval de la paroi tronconique 50 de la roue de turbine 46, et une extrémité aval de plus grand diamètre qui a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité amont du carter interne 26 du compresseur 22. Les pales de la première soufflante 12 sont entourées par une partie d'extrémité amont de la paroi de séparation 42 des flux secondaire 18 et tertiaire 20. Des moyens d'étanchéité 54 sont montés entre les extrémités aval des nageoires 52 et l'extrémité amont de la paroi de séparation 42. Dans cette configuration, les bras radiaux 56 assurent la fonction de redresseur des flux secondaire 18 et tertiaire 20. La seconde soufflante 14 est solidaire de la roue de turbine 46 qui est entraînée en rotation par le flux d'air entrant dans la première soufflante 12, cette seconde soufflante générant un flux tertiaire 20 destiné à se mélanger au flux secondaire 18 en aval des bras redresseurs 56. L'exemple numérique suivant illustre l'invention. Un paramètre caractérisant un compresseur ou une turbine de turbomachine est la variation d'enthalpie massique divisée par le carré de la vitesse moyenne de translation de l'aubage considéré : « Oh/U2 ». Compte tenu des valeurs classiques de ce paramètre Oh/U2 pour une soufflante et une turbine basse-pression, on peut considérer un ratio k1 valant approximativement 2 à 4 entre la valeur des paramètres Oh/U2 de la roue de turbine et de la première soufflante. Cet écart s'explique par le fait que le gradient de pression axiale est positif dans un compresseur car la pression augmente lorsqu'on avance dans le compresseur, et au contraire négatif dans une turbine (écoulement « soufflé »), ce qui favorise la stabilité aérodynamique, et permet un chargement beaucoup plus élevé dans une turbine. On considère par ailleurs un ratio de Oh/U2 valant k2 entre la seconde soufflante et la première soufflante. k2 est proche de 1. La roue de turbine prélève une proportion k3 d'enthalpie sur l'écoulement issu de la première soufflante. L'enthalpie OH1 fournie à l'écoulement par la première soufflante est égale au débit massique D1 que multiplie l'enthalpie massique Oh1. La variation d'enthalpie à la traversée de la seconde soufflante vaut AH2, et est égale au débit massique D2 que multiplie l'enthalpie massique Oh2. A l'équilibre, le rendement de la roue de turbine vaut 11T,, et la puissance fournie à la seconde soufflante vaut par définition keOH1*11Tu. Le rayon de tête de la première soufflante est r1, et le rapport de moyeu de cette soufflante est xnu121. Le rayon de pied de cette soufflante est donc rl*xnu121. Le rayon moyen R1 de cette soufflante est r1*(1+xnu121)/2- Cette soufflante tourne à la pulsation coi, donc avec une vitesse moyenne U1 = R1*w1. Le rayon de tête de la seconde soufflante est r2, et le rapport de 30 moyeu de cette soufflante est xnu122. Le rayon de pied de cette soufflante est donc r2*xnu122. r1. Le rayon moyen R2 de cette soufflante est r2*(1 +xnu122)/2 (r1+ r2)/2. Cette soufflante tourne à la pulsation co2, donc avec une vitesse moyenne U2 = R2*CO2. Le rayon de tête de la roue de turbine est r1, le rapport de moyeu est pris égal a xno121, et le rayon de pied de la roue de turbine est donc également r1*xnu12. Le rayon moyen de la roue de turbine est aussi R1 r1*(1+xno121)/2. La roue de turbine, solidaire de la seconde soufflante, tourne à la pulsation co2, donc avec une vitesse moyenne UT = R1*co2. On considère un ratio de débit seconde soufflante / première soufflante = BPR2 (BPR = By-Pass Ratio), que l'on prendra par la suite proportionnel aux surfaces des entrées d'air correspondantes. On appelle D1 le débit de la première soufflante, Do le débit du flux primaire, D'1 le débit du flux secondaire, et D2 le débit de la seconde soufflante. On a : Do + D'1 = D1. Le taux de dilution flux primaire/secondaire BPR1 vaut : D'1/Do. Le taux de dilution BPR2 vaut D2/D1. Le taux de dilution global BPR vaut [D2 + D'1]/Do = D2/D1*D1/Do + BPR1 = BPR2*[1 + BPR1] + BPR1 = BPR1 + BPR2 + BPR1 *BPR2. D'où BPR2 = [BPR - BPR1 ]/[1 + BPR1] Par ailleurs, à l'équilibre roue de turbine - seconde soufflante, l'enthalpie utile prélevée par la roue de turbine sur la première soufflante vaut : k3*OH1*11Tu, et est égale à la puissance consommée par la seconde soufflante, soit AH2. D'où : k3* D1*Oh1*11Tu = D2*Oh2, soit Oh2/Oh1 = k3*11Tu*D1/D2 = k3*rlTu*BPR2. On impose que les variations d'enthalpie massique au passage de la seconde soufflante d'une part, et de l'ensemble première soufflante - roue de turbine d'autre part soient égales, afin de pouvoir mélanger les flux sans écart de pression totale (ce qui se traduirait par un écart de pression statique et/ou de vitesse et giration, donc des pertes de mélange et des émissions sonores importantes). D'où Oh2/Oh1/(1 - k3) = 1, et : BPR2 = (1 - k3)/k3/11Tu, soit k3 = 1 /[1 + BPR2*11Tu] Si l'on considère que les soufflantes ont un même rapport débit/section, le rapport des débits (BPR2), est égal au rapport des surfaces, soit r22*(1 - Xnu1222) /[r12*(1 - Xnu1212)]- D'où r2/r1 = -q[BPR2 *(1 - Xnu1212)/(1 - Xnu1222)] = r2/r1 = -q[BPR2 *(1 - xnu1212)/(1 - (r1/r2)2)] si le rayon de pied de la seconde soufflante est pris égal au rayon de tête de la première soufflante, soit : r2/r1 = ~[1 + BPR2 *(1 - Xnu1212)]- Par définition, pour les première et seconde soufflantes, on a : [Oh2/U22]/[Oh1/U12] = k2 = Oh2/Oh1*[U12/ U22] = Oh2/Oh1*[R12/ R22]*[coi/co2]2 = Oh2/Oh1*[ r12*(1+xnu121)2/ r22/(1+Xnu122)2]*[Ct11/CO2]2. D'où : r2/r1 = (1+Xnu121) /(1+Xnu122) *[CO1/Ct2] /V[k2]. Soit avec Xnu122*r2 = r1 : r2/r1 = (1+Xnu121)*[CO11CO2] k[k2] - 1. Comme par ailleurs : r2/r1 = _ ~[1 + BPR2 *(1 - xnu1212)], on obtient : [coi/co2] _ -\l[k2] *{1 + ~[1 + BPR2 *(1 - Xnu1212)]} /(1+Xnu121)- On exploite le coefficient k1, égal au ratio de Oh/U2 entre la roue de turbine et la première soufflante, et le coefficient k3 relatif à la proportion d'enthalpie prélevée par la roue de turbine sur l'écoulement issue de la première soufflante : k3*Oh1 = variation d'enthalpie massique)I de la roue de turbine, k3*Oh1/UT2 = k1*Oh1/U12, soit UT/U1 = V[k3/k1] = R1*co2/R1*Ct11 = co2/Ct11, et donc : k1 = k3*(co1/co2)2 On vérifie par ailleurs que la roue de turbine proposée respecte le critère de Oh/T d'une turbine basse-pression. Ce critère vaut classiquement 80 à 120 sur un moteur civil. Pour cela, on exprime : [Oh/T]turbine = [Oh/U2]turbine *[UturbindU1]2 *U12/T _ [Oh/Ulturbine *[w2/Ct11]2 *U12/T. A titre d'exemple, on considère une première soufflante présentant un BPR1 de 7, et on vise un BPR global de 20, ce qui donne : BPR2 = [BPR - BPR1 ]/[1 + BPR1] = 1,6 On considère un rendement turbine de 0,96, d'où une extraction de puissance du flux primaire k3 = 1 /[1 + BPR2*11Tu] = 390/0 de la puissance de la première soufflante (proportion de puissance extraite du flux). Pour un rapport de moyeu de la première soufflante xnu121 = 0,28 (valeur habituelle), le rapport de diamètre de la première soufflante sur la seconde soufflante vaut : r2/r1 = ~[1 + BPR2 *(1 - xnu1212)] = 1,59. Pour des paramètres Oh/U2 égaux pour les première et seconde soufflantes, soit k2 = 1, le rapport des vitesses de rotation de la première soufflante et de la seconde soufflante vaut : [coi/co2] _ -q[k2] *{1 + ~[1 + BPR2 10(1 - xnu1212)]} 1(1+xnu121) = 2- Si l'on suppose que la vitesse périphérique de la première soufflante vaut 420m/s, alors celle de la seconde soufflante vaut : 4201,59/2 = 330m/s. Le rapport de diamètre de la première soufflante sur une soufflante 15 classique en BPR 10 vaut (au prorata des surfaces, donc des racines carrées des débits) : -q[(1 + 10)1(1 + BPR1)] = 1,18. Pour un diamètre de soufflante en architecture classique BPR = 10 de 75 pouces, la première soufflante de l'architecture double soufflante présente donc un diamètre de 75/1,18 = 64 pouces, et la seconde soufflante présente un diamètre de 20 641,59 = 101 pouces, pour un taux de dilution BPR = 20. On obtient alors un coefficient k1 = k3*(co1/co2)2 = 1,6, sachant que cette valeur se situe classiquement entre 2 et 4. Le paramètre est donc plus faible que dans la technique antérieure, ce qui signifie que la roue de turbine sera plus facile à concevoir. 25 Enfin, on vérifie le paramètre [Oh/T]turbine = [Oh/U2]turbine *[w2/co1]2 *U12/T. Pour cela, on considère une vitesse périphérique de la première soufflante de 420m/s pour un rapport de moyeu de 0,28, soit U1 =420(1 +0,28)/2 =270 m/s, ainsi qu'une température turbine égale à la température ambiante (elle se situe dans le flux de la première soufflante, 30 alimentée directement par de l'air atmosphérique). D'où : [Oh/T]turbine = 1,6 /22 2702/288,15 = 74. Cette valeur est typique d'une turbine basse-pression.5 REVENDICATIONS1. Turbomachine (10) à double soufflante (12, 14) et à triple flux (16, 18, 20), comprenant une première soufflante (12) entraînée par une turbine basse-pression et alimentant en flux primaire (16) un compresseur (22) et en flux secondaire (18) une première veine (40) s'étendant autour du compresseur, et une seconde soufflante (14) alimentant en flux tertiaire (20) une seconde veine (44) s'étendant autour de la première veine, caractérisée en ce que la seconde soufflante est solidaire d'une roue de turbine (46) libre en rotation montée en amont du compresseur. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que la roue de turbine (46) est montée en amont ou en aval de la première soufflante (12) et est entraînée en rotation par l'air entrant dans la première soufflante ou, respectivement, sortant de la première soufflante. 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la seconde soufflante (14) est portée par la roue de turbine (46) et entoure celle-ci. 4. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la seconde soufflante (14) s'étend radialement seulement dans la seconde veine (44) et en ce que la roue de turbine (46) s'étend radialement seulement en amont du compresseur (22) et de la première veine (40). 5. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la seconde soufflante (14) comprend des pales qui sont reliées à des pales de la roue de turbine (46) par des nageoires (52) ou plates-formes transversales ou circonférentielles, ces nageoires ou plates-formes coopérant entre elles à leurs extrémités circonférentielles pour assurer une étanchéité en direction radiale. 6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que les nageoires (52) ou plates-formes précitées sont situées dans unprolongement axial vers l'amont d'une paroi (42) sensiblement conique de séparation des flux secondaire (18) et tertiaire (20). 7. Turbomachine selon la revendication 5 ou 6, caractérisée en ce qu'elle comprend une rangée annulaire de bras redresseurs (34) sensiblement radiaux s'étendant autour de la première soufflante et en amont de la seconde soufflante (14), ces bras étant reliés à leurs extrémités radialement internes à une paroi cylindrique amont (32) qui est située sensiblement dans un prolongement axial vers l'amont des nageoires (52) ou plates-formes précitées. 8. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les première et seconde soufflantes (12, 14) sont entourées par un carénage (36). 9. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'elle comprend des bras de carter (56) s'étendant sensiblement radialement dans les flux secondaire (18) et tertiaire (20) et traversant une partie d'extrémité aval d'une paroi (42) de séparation de ces flux, qui se mélangent en aval des bras. 10.Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'elle comprend deux modules de compresseur et de turbine, respectivement basse-pression et haute-pression, dont les rotors sont entraînés par des arbres, et en ce que la seconde soufflante (14) est montée libre en rotation sur une partie d'extrémité amont de l'arbre (24) du module basse-pression.