Brevet FR3039217A1 — publié le 20170127

Domaine de l'invention et état de la technique : La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs tels que des avions, notamment civils, propulsés par une turbomachine à soufflantes contrarotatives, intégrée dans le prolongement du fuselage en aval de celui-ci. Elle concerne plus particulièrement les moyens pour adapter les soufflantes de la turbomachine dans ce type d'architecture à des situations particulières de fonctionnement qui doivent être prises en compte pour des questions de sécurité. Il a été proposé dans la demande de brevet FR-A1-2 997 681, une nouvelle architecture d'aéronef permettant de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant de l'aéronef en limitant la traînée aérodynamique par absorption de la couche limite. Dans une telle architecture, un aéronef est propulsé par une turbomachine à soufflantes contrarotatives carénées, la turbomachine étant intégrée à l'arrière du fuselage de l'aéronef. Généralement, la turbomachine comprend deux générateurs de gaz qui alimentent une turbine de puissance ayant deux rotors contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes disposées en aval des générateurs de gaz. Les générateurs de gaz ont des entrées d'air latérales distinctes pour alimenter chacun d'eux. En aval des générateurs de gaz, les soufflantes sont disposées dans le prolongement du fuselage de l'aéronef et généralement alimentées par une couronne annulaire reliée à ce dernier, de manière à absorber une partie au moins de la couche limite formée autour du fuselage. Le diamètre des soufflantes est de l'ordre de celui du fuselage dans sa plus grande section. La vitesse de rotation des soufflantes est généralement plus basse que pour des turbomachines classiques, notamment pour que la vitesse en tête d'aube soit subsonique. Il faut prendre en compte l'éventualité que l'une des soufflantes connaisse une défaillance, par exemple un balourd, voire une perte d'aube. Dans ce cas il faut arrêter ce rotor de soufflante pour permettre à l'aéronef de regagner un aéroport. La présente invention a pour objet de proposer une façon d'arrêter ce rotor de manière à avoir les meilleures conditions possibles de fonctionnement dans ce mode 30 dégradé pour regagner un aéroport. 3039217 2 Un objectif secondaire de l'invention est de déterminer quand il faut arrêter le rotor défaillant. Exposé de l'invention : 5 A cet effet, l'invention concerne un aéronef comportant un fuselage et propulsé par une turbomachine à deux soufflantes coaxiales et contrarotatives, la turbomachine comportant une turbine de puissance ayant deux rotors contrarotatifs entraînant, l'un une soufflante en amont de la turbine, l'autre une soufflante en aval de la turbine, chaque soufflante comportant une couronne d'aubes, et l'ensemble des soufflantes et 10 de la turbine étant intégré à l'arrière du fuselage, dans le prolongement de celui-ci, aéronef caractérisé en ce qu'il comporte, pour au moins l'une des soufflantes, un dispositif de blocage de la rotation de la soufflante et des moyens configurés pour modifier le calage des aubes de cette soufflante de manière à la faire fonctionner en tant que redresseur par rapport à l'autre soufflante. 15 Le calage des aubes d'une soufflante correspond à une orientation angulaire de celle-ci autour d'un rayon partant de l'axe de rotation et les traversant. Lorsque la soufflante est en fonctionnement nominal, le calage des aubes est défini de manière à ce que celles-ci communiquent une vitesse axiale à l'écoulement incident. Ce faisant, elles lui communiquent également un mouvement de rotation. Lorsque le calage des aubes 20 correspond, par exemple, à une orientation des aubes proches de celle de l'axe de la soufflante et que celle-ci est arrêtée, les aubes ne peuvent plus accélérer l'écoulement mais elles peuvent par contre le redresser, c'est-à-dire diminuer son mouvement de rotation. Dans la pratique, les angles de calage correspondant à ces différents modes de fonctionnement dépendent des caractéristiques de l'écoulement incident. 25 L'invention atteint son objectif au moins pour la soufflante correspondant au rotor équipé des moyens de blocage lorsque cette soufflante est défaillante. Il est à noter que la turbine reste capable de fournir un certain niveau de puissance, le rotor arrêté jouant un rôle similaire à celui du stator dans une turbine de turbomachine classique. Par contre, le calage en mode redresseur des aubes de la soufflante arrêtée permettent d'optimiser la poussée fournie par les soufflantes dans cette configuration. 3039217 3 De préférence, un dispositif de blocage comporte des moyens de freinage, par exemple des freins à disque, permettant de solidariser le rotor de la turbine de puissance entraînant la soufflante correspondante avec un carter fixe de la turbomachine. Ces moyens permettent d'arrêter efficacement et de façon progressive la 5 soufflante endommagée. Avantageusement, des moyens de freinage pour la soufflante aval sont installés dans un corps central, situé en aval de la turbine de puissance et entouré par l'écoulement primaire traversant la turbine. Avantageusement, la turbomachine comporte lesdits moyens de modification de 10 calage des aubes comportent un mécanisme entraînant la rotation d'une tige de calage de chaque aube de la soufflante aval configuré, en outre, pour adapter l'opérabilité de cette soufflante. De préférence, également, des moyens de freinage pour la soufflante amont sont installés en amont de la turbine de puissance. 15 Dans ce cas, le support des aubes de la soufflante amont comporte avantageusement un dispositif configuré pour permettre la rotation des aubes de la soufflante amont autour d'un axe radial par rapport à la rotation de la soufflante, et exercer un rappel élastique de l'orientation de ces aubes d'un calage correspondant à un fonctionnement de soufflante à un calage correspondant à un fonctionnement de 20 redresseur. Un tel aéronef peut comporter en outre des moyens de détection du balourd sur l'un des rotors de soufflante par au moins un accéléromètre orienté radialement par rapport à la rotation des soufflantes. De préférence, il comporte au moins deux accéléromètres décalés angulairement 25 par rapport à la rotation des soufflantes. Encore plus préférentiellement, ces deux accéléromètres sont décalés d'un angle sensiblement égal à 90 degrés. Cela permet de détecter le sens de rotation du balourd, donc d'identifier la soufflante défectueuse. Enfin, l'invention concerne en particulier un aéronef dans lequel au moins deux générateurs de gaz alimentent la turbine de puissance, lesdits générateurs étant 30 alimentés eux-mêmes par des entrées d'air distinctes disposées en périphérie du fuselage de l'aéronef. 3039217 4 Brève description des figures : La présente invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la 5 description d'un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention ; - la figure 2 présente une vue schématique d'une demi-coupe longitudinale de la 10 turbomachine au niveau de la turbine de puissance et des soufflantes ; - la figure 3 présente une vue schématique en coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'un frein de rotor près de l'axe de symétrie, derrière la turbine de puissance ; - la figure 4 présente une vue schématique en coupe longitudinale d'un mode de 15 réalisation d'un dispositif de calage variable des aubes d'une soufflante près de l'axe de symétrie, derrière la turbine de puissance. Description d'un mode de réalisation : L'invention s'applique en particulier à un aéronef tel qu'un avion comportant une 20 turbomachine du type de celle représentée sur la figure 1. Comme représenté sur la figure 1, la turbomachine est centrée sur l'axe longitudinal XX du fuselage 1 de l'aéronef. Cette turbomachine comprend, d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz, deux générateurs de gaz distincts 2a, 2b alimentant simultanément une unique turbine de puissance 3. La turbomachine est installée à 25 l'extrémité avale du fuselage 1 de l'aéronef. De façon connue en soi, chaque générateur de gaz 2a, 2b comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine (non représentés sur les figures). Dans ce document, les dénominations axiales et radiales se réfèrent à l'axe XX du 30 fuselage et de la turbomachine. De même, les termes amont et aval se réfèrent à la direction de l'écoulement principal le long de cet axe. 3039217 5 Chaque générateur de gaz 2a, 2b est logé à l'intérieur d'une veine d'écoulement primaire 3a, 3b. Des entrées d'air distinctes 4a, 4b sont prévues pour ces veines 3a, 3b afin d'alimenter chaque générateur de gaz 2a, 2b. Sur l'exemple présenté, les entrées d'air 4a, 4b sont reliées au fuselage 1 de l'aéronef, en amont des générateurs de gaz 5 2a, 2b, et leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 1. Elles absorbent ainsi une partie de la couche limite formée autour du fuselage 1 de l'aéronef. Dans une autre configuration, non représentée, les entrées d'air latérales alimentant chacun des générateurs de gaz peuvent être, au contraire, écartées du fuselage 1 de l'aéronef, de manière à minimiser ce phénomène d'absorption de la couche limite et à faciliter le 10 fonctionnement des générateurs de gaz. Il est également envisageable d'utiliser plus de deux générateurs de gaz, par exemple trois pour alimenter la turbine de puissance 3. De préférence, les deux veines d'écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent sur l'axe longitudinal XX et forment entre elles un V ouvert vers l'amont, dont l'angle d'ouverture est de préférence compris entre 800 et 120°. 15 Les deux veines d'écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent dans une veine primaire centrale 4 qui alimente la turbine de puissance 3. Un mélangeur (non représenté sur les figures) est de préférence positionné au niveau de la zone de convergence des deux veines 3a, 3b, logeant les générateurs de gaz 2a, 2b. Ce mélangeur a pour fonction de mélanger les flux gazeux issus des deux 20 générateurs de gaz 2a, 2b pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 4. La turbine de puissance 3, qui est alimentée par ce flux primaire en sortie de la veine centrale 4, est munie de deux rotors 5, 6 de turbine contrarotatifs pour entrainer de façon contrarotative deux soufflantes 7, 8. Ces rotors de turbine 5, 6 sont coaxiaux et 25 centrés sur l'axe longitudinal XX. Ils tournent autour d'un carter central 9 fixé à la structure de l'aéronef. Ici, un premier rotor 5 de turbine correspond à des aubes liées à un corps tubulaire 5a séparant la veine d'écoulement primaire, dans la turbine de puissance 3, de la veine d'écoulement secondaire, dans laquelle se trouvent les soufflantes 7,8. Les aubes et le 30 corps tubulaire 5a du premier rotor 5 sont reliées aux paliers de support du rotor 5 sur le 3039217 6 carter intérieur 9 par des bras support 10 qui traversent la veine primaire en amont de la turbine de puissance 3. Sur le même exemple, le deuxième rotor 6 correspond à des aubes liées à une paroi radialement intérieure de la veine primaire dans la turbine 3 et intercalées 5 longitudinalement entre les aubes du premier rotor 5. En aval de la turbine de puissance 3, la partie radialement interne du deuxième rotor 6 se prolonge par un corps central 11. D'autre part, elle est reliée, par des bras support 12, à un anneau 13 de support des aubes de la soufflante aval 8. De plus, cet anneau 13 prolonge le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 et comporte une extension 10 vers l'arrière, de façon à former, avec le corps central 11, une tuyère d'éjection primaire, en sortie de la turbine de puissance 3. Sur l'exemple présenté, une première soufflante 7, amont, est positionnée au niveau de l'entrée de la turbine de puissance 3. Elle est reliée au premier rotor 5 au niveau des bras 10 qui soutiennent en amont le corps extérieur cylindrique 5a. Cette soufflante 15 amont 7 tourne donc à la même vitesse que le premier rotor 5 de la turbine de puissance 3. Sur le même exemple, la deuxième soufflante 8, aval, est positionnée au niveau de la sortie de la turbine de puissance 3. Elle est reliée au deuxième rotor 6 au niveau de l'anneau de support 13 et des bras 12 qui le soutiennent. Cette soufflante aval 8 tourne 20 donc à la même vitesse que le deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3. Les deux soufflantes 7, 8 sont carénées par une nacelle 14 fixée à la structure de l'aéronef. Cette nacelle 14 est notamment fixée, ici, à l'empennage vertical de l'aéronef, non représenté sur les figures. Les soufflantes présentent un diamètre externe D qui correspond sensiblement au diamètre externe le plus élevé du fuselage 1 de l'aéronef. 25 L'air entrant dans les soufflantes 7, 8 étant en partie composé de la couche limite du fuselage de l'aéronef, la vitesse en entrée est peu élevée par rapport à des soufflantes classiques de turbomachine et la vitesse en sortie est également plus basse à taux de compression identique, ce qui améliore les performances propulsives et acoustiques de ces soufflantes. Par ailleurs, l'important diamètre externe D des soufflantes 7, 8 entraîne 30 que leur vitesse de rotation, comme celle des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3, restera également peu élevée par rapport à une turbomachine classique. 3039217 7 Par ailleurs, sur l'exemple présenté, la turbomachine comprend en outre un stator 25, formé d'une couronne d'aubes reliant la nacelle 14 au fuselage 1 en amont de la soufflante amont 5. Avantageusement, ce stator 25 peut servir à améliorer le rendement de la soufflante amont 7, par exemple en servant de redresseur. 5 Selon un premier aspect de l'invention, en référence à la figure 2, des premiers moyens de freinage 26 sont associés au premier rotor 5 de la turbine de puissance 3 et des seconds moyens de freinage 27 sont associés au deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3. Ces moyens de freinage peuvent être activés de manière indépendante, de manière 10 à choisir le rotor qui doit être arrêté. Ces moyens de freinage 26, 27 prennent ici la forme de disques solidaires du carter central 9 et appuyant sur une partie correspondante des rotors 5, 6 de turbine. En référence à la figure 2, la partie solidaire du carter central 9 des premiers moyens de freinage 26 peut être logée dans un espace libre entre le carter central 9 et la partie 15 avant du premier rotor 5. De manière connue, un piston 28 pousse un disque 29 contre une partie 30 du voile du premier rotor 5 situé, sur l'axe longitudinal XX, à l'aplomb de la soufflante amont 7. On peut également noter qu'un palier de guidage 31 du premier rotor 5 sur le carter central 9 est situé à proximité. De cette manière, le premier rotor 5 est bloqué par les moyens de freinage au niveau 20 où les efforts sont exercés sur le rotor 5 par la soufflante amont 7. On évite ainsi que des couples s'exercent entre le moyen de freinage 26 et la soufflante amont 7 sur la longueur du premier rotor 5 lorsqu'on l'arrête. Par ailleurs, le moyen de freinage 27 du deuxième rotor 6 est situé à l'arrière de la turbine de puissance 3, à proximité de la soufflante aval 8 entraînée par ce deuxième 25 rotor 6. La figure 3 illustre un mode de réalisation permettant de loger ces moyens de freinage 27 de manière compacte dans cette région de la turbomachine. On peut voir sur la figure 3, l'arrière du carter central 9 supportant un premier palier 18 pour le second rotor 6, juste derrière un deuxième palier 19 pour le premier rotor 5. Le carter 30 central 9 se prolonge vers l'arrière du palier 18 du second rotor 5 par une partie cylindrique qui porte sur sa périphérie une pluralité de mâchoires 32 réparties 3039217 8 circonférentiellement. Ces mâchoires 32 entourent un disque 33 solidaire du deuxième rotor 6. L'ensemble est placé sous la partie du rotor 6 délimitant la veine d'écoulement primaire en sortie de la turbine de puissance. En se rapprochant, les mâchoires 32 peuvent ainsi presser sur le disque 33 et arrêter le rotor 6 sans exercer d'effort 5 longitudinal sur celui-ci. Par ailleurs, le carter central 9 est maintenu creux autour de l'axe longitudinal XX, ce qui permet de laisser passer des moyens d'actuation pour les mâchoires 32 du moyen de freinage 27, ainsi que pour d'autres moyens éventuellement placés plus en aval. Selon un autre aspect de l'invention, sur l'exemple présenté, les aubes de la 10 soufflante aval 8 sont montées avec un dispositif permettant de faire varier leur calage angulaire par rapport à un plan méridien vis-à-vis de l'axe longitudinal XX. Pour cela en référence à la figure 2, elles sont montées, ici, avec un système de bagues à roulement 15 sur l'anneau 13 de support et tournent chacune autour d'une tige radiale 16 qui traverse un bras 12 de support de l'anneau 13. 15 En référence à la figure 4, les tiges radiales 16 des aubes sont actionnées en rotation par un dispositif 17 à biellettes près de l'axe longitudinal XX. Le dispositif 17 comporte une partie cylindrique 20 mobile en translation selon l'axe longitudinal XX dans un logement 21 du deuxième rotor 6. Pour chaque aube de la soufflante aval 8, la partie mobile 20 est reliée à une biellette 22 elle-même solidaire de la tige radiale 16 de 20 l'aube. Par son mouvement de translation, la partie mobile 20 entraîne chaque biellette 22 fixée à la tige radiale 16 d'une aube et fait tourner cette tige 16 autour de son axe. L'ensemble du dispositif 17 est logé, de manière compacte, dans le corps central 11, juste en aval du palier 18 de roulement du second rotor 6 de la turbine de puissance 3 et sous la couronne des bras 12 de support. Sur la représentation faite dans la figure 4, 25 le dispositif de freinage 26 n'a pas été représenté pour éviter de surcharger le dessin. En référence à la figure 2, le dispositif de freinage 27 est installé ici entre le palier 18 du deuxième rotor 6 et le dispositif 17 de commande du calage des aubes de la soufflante aval 8. Par ailleurs, le mouvement de translation de la partie mobile 20 peut être commandé 30 par un système de tringles 23 passant à l'intérieur du carter central 9. Ces tringles 23 3039217 9 peuvent être actionnées par des actuateurs (non représentés sur les figures) placés à l'intérieur du fuselage 1 de l'aéronef, en amont de la turbine de puissance 3. Enfin, le débattement longitudinal de la partie mobile 20 en translation du dispositif 17 est ici configuré pour pouvoir faire tourner les aubes de la soufflante aval 8 d'un 5 angle suffisant autour de leur axe pour qu'elles fassent fonction de stator redressant l'écoulement provenant de la soufflante amont 7, lorsque le second rotor 6 de la turbine 3 et la soufflante aval 8 sont arrêtés, alors que la soufflante amont 7 est toujours entraînée par le premier rotor 5 de la turbine 3 pour maintenir une propulsion de l'aéronef. 10 L'encombrement au niveau de la soufflante amont 7 ne permet pas ici, d'installer un dispositif de calage des aubes de la soufflante amont 7 analogue à celui de la soufflante aval 8. Selon un aspect supplémentaire de l'invention, les aubes de la soufflante amont 7 sont montées, ici, avec un système de bagues à roulement 33 sur un anneau de support 15 formé par l'avant du corps cylindrique extérieur 5a du premier rotor 5, qui sépare les veines d'écoulement primaire et d'écoulement secondaire au niveau de la turbine de puissance 3. Chaque aube peut ainsi tourner dans ces bagues 33 autour d'une tige radiale, non représentée sur la figure. Cependant, le mouvement des aubes de la soufflante amont 7 en rotation autour de 20 leurs tiges axiales est limité en butée entre une première position et une deuxième position. La première position correspond à un calage adapté au fonctionnement normal de la soufflante amont 7 tournant aux différents régimes de fonctionnement de la turbomachine. La deuxième position correspond à un calage adapté à un fonctionnement de la soufflante amont 7 en tant que redresseur pour la soufflante aval 25 8, lorsque c'est la soufflante amont 7 qui est arrêtée et que la soufflante aval 8 est entraînée pour maintenir la propulsion de l'aéronef. De plus, les bagues à roulement 33 des aubes de la soufflante amont 7 sont équipées d'un dispositif élastique exerçant une force de rappel de la première position vers la deuxième position. Ce dispositif élastique est calibré pour que, lorsque la 30 soufflante amont 7 tourne, le couple du aux efforts centrifuges cale chaque aube dans la 3039217 10 première position. Ce dispositif élastique peut être formé, par exemple, par un ensemble de ressorts sur chaque bague 33 ou par un anneau en élastomère. D'autre part, la structure fixe de la turbomachine, par exemple la partie qui se trouve en amont du carter central 9 de la turbine de puissance 3, comprend avantageusement 5 deux accéléromètres décalés de 900 en azimut autour de l'axe longitudinal XX. Ces deux accéléromètres permettent ainsi de mesurer en particulier les vibrations dues à un balourd des soufflantes 7, 8, voire à la perte d'une des aubes. De cette manière, le fonctionnement de l'ensemble lors d'une séquence accidentelle peut être schématiquement décrit comme suit, pour un aéronef selon l'invention et 10 équipé d'un calculateur embarqué. Lorsque la turbomachine fonctionne et que l'une des soufflantes subit une détérioration entraînant un balourd important, les accéléromètres détectent l'existence de la panne et permettent d'effectuer, par un traitement informatique approprié dans le calculateur embarqué, le diagnostic en déterminant quelle soufflante doit être arrêtée. 15 Si la soufflante aval 8 doit être arrêtée, le calculateur embarqué peut commander au système de freinage 27 correspondant d'arrêter cette soufflante. Parallèlement, il commande au dispositif 17 de calage des aubes de mettre la soufflante aval 8 en mode redresseur et adapte les paramètres moteur pour permettre à la soufflante amont 7 d'être entraînée correctement dans cette configuration. 20 Si la soufflante amont 7 doit être arrêtée, le calculateur embarqué peut commander au système de freinage 26 correspondant d'arrêter cette soufflante et adapte les paramètres moteur pour permettre à la soufflante aval 8 d'être entraînée correctement dans cette configuration. Dans ce cas, lorsque la soufflante amont 8 s'arrête, les dispositifs élastiques sur les bagues de roulement 33 des aubes de cette soufflante 25 emmènent automatique le calage de ces aubes en butée sur la deuxième position, correspondant à un mode de fonctionnement redresseur pour la soufflante amont 7. REVENDICATIONS1. Aéronef comportant un fuselage (1) et propulsé par une turbomachine à deux soufflantes (7,8) coaxiales et contrarotatives, la turbomachine comportant une turbine de puissance (3) ayant deux rotors contrarotatif s entraînant, l'un (5) une soufflante (7) en amont de la turbine (3), l'autre (6) une soufflante (8) en aval de la turbine (3), chaque soufflante comportant une couronne d'aubes, et l'ensemble des soufflantes (7,8) et de la turbine de puissance (3) étant intégré à l'arrière du fuselage (1), dans le prolongement de celui-ci, aéronef caractérisé en ce qu'il comporte, pour au moins l'une des soufflantes (7,8), un dispositif (28, 27) de blocage de la rotation de la soufflante (7, 8) et des moyens (33, 17) configurés pour modifier le calage des aubes de cette soufflante (7, 8) de manière à la faire fonctionner en tant que redresseur par rapport à l'autre soufflante. 2. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel un dispositif de blocage (27, 26) comporte des moyens de freinage, par exemple des freins à disque, permettant de solidariser le rotor (6, 5) de la turbine de puissance (3) entraînant la soufflante (8, 7) correspondante avec un carter fixe (9) de la turbomachine. 3. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel des moyens de freinage pour la soufflante aval (8) sont installés dans un corps central (11), situé en aval de la turbine de puissance (3) et entouré par l'écoulement primaire traversant la turbine. 4. Aéronef selon la revendication précédente, lesdits moyens (33, 17) de modification de calage des aubes comportent un mécanisme (17) entraînant la rotation d'une tige (16) de calage de chaque aube de la soufflante aval (8) configuré, en outre, pour adapter l'opérabilité de cette soufflante. 5. Aéronef selon la revendication 2, dans lequel des moyens de freinage pour la soufflante amont (7) sont installés en amont de la turbine de puissance (3). 6. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel le support (5a) des aubes de la soufflante amont (7) comporte un dispositif (33) configuré pour permettre la rotation des aubes de la soufflante amont (7) autour d'un axe radial par rapport à la rotation de la soufflante (7), et exercer un rappel élastique de l'orientation de 3039217 12 ces aubes d'un calage correspondant à un fonctionnement de soufflante à un calage correspondant à un fonctionnement de redresseur. 7. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, comportant en outre des moyens de détection du balourd sur l'un des rotors (5, 6) de soufflante (7, 8) par 5 au moins un accéléromètre orienté radialement par rapport à la rotation des soufflantes (7, 8). 8. Aéronef selon la revendication précédente, comportant au moins deux accéléromètres décalés angulairement par rapport à la rotation des soufflantes. 9. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel au moins deux 10 générateurs de gaz (2a, 2b) alimentent la turbine de puissance (3), lesdits générateurs étant alimentés eux-mêmes par des entrées d'air (4a, 4b) distinctes disposées en périphérie du fuselage (1) de l'aéronef.