Brevet FR3039218A1 — publié le 20170127

Turbomachine à soufflantes contrarotatives comportant des pales de turbine détachables 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 comprenant un étage propulseur à soufflantes contrarotatives, la turbomachine étant intégrée dans le prolongement du fuselage en aval de celui-ci. Elle concerne plus particulièrement des moyens pour assurer une poussée minimale en cas de défaillance totale de l'étage propulseur. 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 au moins 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.. On peut noter qu'avec ce type d'architecture, l'aéronef peut comporter un seul propulseur formé par les deux soufflantes contrarotatives de la turbomachine intégrée à l'arrière du fuselage. Dans ces conditions, pour des raisons de sécurité et de 3039218 2 certification du moteur, il est nécessaire que la turbomachine puisse fournir une poussée minimale en cas de défaillance totale de son propulseur. La présente invention a pour objet de fournir une solution à ce problème en limitant les problèmes d'encombrement, de masse et de complexité. 5 Exposé de l'invention : A cet effet, l'invention concerne une turbomachine à rotors de soufflantes contrarotatifs, la turbomachine comprenant au moins deux générateurs de gaz qui alimentent une turbine de puissance comportant deux rotors contrarotatifs pour 10 entraîner deux rotors de soufflantes, caractérisée en ce que les rotors contrarotatifs de la turbine de puissance comportent des pales configurées pour se détacher ou se rompre lorsqu'au moins l'un desdits rotors tourne à un régime supérieur à un régime nominal de fonctionnement de ladite turbomachine multiplié par un facteur de rupture a déterminé supérieur à 1, et en ce que la turbomachine est configurée pour fournir une 15 poussée minimale déterminée à partir des gaz provenant desdits au moins deux générateurs de gaz lorsque lesdites pales sont détachées. La mise en survitesse des rotors contrarotatifs se produit naturellement au moins lors d'une séquence accidentelle de perte totale de la propulsion par les rotors de soufflante correspondant à la perte de liaison entre les soufflantes et les rotors de la 20 turbine de puissance. Dans ce cas, la rupture programmée des pales des rotors de la turbine lors d'une survitesse permet de dégager le conduit de veine primaire pour laisser passer librement les gaz des générateurs de gaz et ainsi récupérer une poussée de la turbomachine correspondant à l'éjection des gaz du flux primaire. Un régime de fonctionnement 25 adapté des générateurs de gaz, prévu à cet effet, permet de récupérer une poussée minimale pour permettre des manoeuvres d'urgence à l'aéronef. De manière préférentielle, ledit facteur de rupture a a une valeur comprise entre 1,25 et 1,6. La borne minimale permet d'éviter des pertes accidentelles de pales en cas de surrégime. Par ailleurs, la borne supérieure correspond à un régime rapidement atteint 30 lors d'une séquence accidentelle pour pouvoir récupérer rapidement la poussée minimale. 3039218 3 Avantageusement, ledit facteur de rupture a a une valeur qui décroît en fonction de la localisation des pales, en allant de l'amont vers l'aval en suivant le sens de l'écoulement des gaz. Les termes amont et aval font référence à l'écoulement des gaz traversant la 5 turbomachine. Cette caractéristique permet de faire que le phénomène de rupture démarre par l'aval, ce qui permet de dégager plus facilement les pales détachées sans qu'elles ne s'enchevêtrent. De préférence, au moins un des rotors de soufflantes, et en particulier le rotor de la 10 soufflante aval, comporte des aubes dont le calage peut être placé à un angle donné, déterminé de manière à entraîner le rotor de turbine de puissance correspondant en survitesse, à un régime supérieur au régime nominal multiplié par le facteur de rupture a. Cela permet, dans une séquence accidentelle de perte de propulsion par les rotors 15 de soufflante mais où la liaison avec les rotors est maintenue, d'entraîner lesdits rotors en survitesse de manière à enclencher le phénomène de détachement des pales. Ledit au moins un rotor de turbine entraîné en survitesse peut comporter des pales fixées radialement par l'intérieur. De préférence, les rotors de soufflantes sont situés en périphérie extérieure des 20 rotors contrarotatifs de la turbine de puissance. Par ailleurs, l'invention concerne également un aéronef propulsé par une turbomachine décrite précédemment, notamment un aéronef dans lequel la turbine de puissance est installée à l'arrière d'un fuselage de l'aéronef, dans le prolongement de celui-ci. 25 L'invention concerne également un procédé de pilotage d'un aéronef tel que décrit précédemment, comportant, dans le cas d'une perte totale de propulsion par les rotors de soufflantes, une première étape dans laquelle au moins l'un desdits rotors de la turbine de puissance est entraîné en survitesse de manière à obtenir la rupture ou le détachement des pales desdits rotors de la turbine de puissance, et une étape de mise 30 en régime des générateurs de gaz de manière à obtenir une poussée minimale déterminée de la turbomachine. 3039218 4 Avantageusement, dans un tel procédé, la première étape comporte un placement du calage des aubes dudit au moins un rotor de soufflante, dont le calage des aubes est variable, à l'angle donné pour entraîner une survitesse. 5 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 description d'un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : 10 - la figure 1 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention ; - les figures 2a et 2b présentent des vues schématiques de face, d'aubes des rotors de turbine selon l'invention; - la figure 3 présente une vue schématique d'une demi-coupe longitudinale de la 15 partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention, avec des dispositifs de réglage du calage des aubes des rotors de soufflante ; et - la figure 4 présente une vue schématique d'une demi-coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention, en mode de fonctionnement dégradé. 20 Description d'un mode de réalisation : L'invention s'applique en particulier à un aéronef tel qu'un avion comportant une turbomachine du type de celle représentée sur la figure 1. Comme représenté sur la figure 1, la turbomachine est centrée sur l'axe longitudinal 25 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 l'extrémité avale du fuselage 1 de l'aéronef. 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. 3039218 5 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). Chaque générateur de gaz 2a, 2b est logé à l'intérieur d'une veine d'écoulement 5 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 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 10 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 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. 15 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°. 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. 20 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 générateurs de gaz 2a, 2b pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 4. 25 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 entraîner de façon contrarotative deux rotors de soufflantes 7, 8. Ces rotors de turbine 5, 6 sont coaxiaux et centrés sur l'axe longitudinal XX. Ils tournent autour d'un carter central 9 fixé à la structure de l'aéronef. 30 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 3039218 6 d'écoulement secondaire, dans laquelle se trouvent les rotors de soufflantes 7,8. Les aubes et le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 sont reliés aux paliers de support du rotor 5 sur le carter intérieur 9 par des bras support 10 qui traversent la veine primaire en amont de la turbine de puissance 3. Comme représenté sur la figure 1, les aubes 5 dudit premier rotor 5 de turbine sont réparties en plusieurs, par exemple quatre, couronnes successives. Comme représenté sur la figure 2a, dans chaque couronne d'aubes du premier rotor 5 de turbine, chaque aube du premier rotor comporte une pale 15 configurée pour former, avec les pales des autres aubes, une grille transformant une partie de l'énergie 10 de l'écoulement de flux primaire en un couple entraînant le premier rotor 5 en rotation. Notamment, l'ensemble est configuré de telle sorte que le premier rotor 5 de turbine tourne à un régime nominal en entraînant le premier rotor de soufflante 7 à pleine puissance lors des conditions de vol de croisière. Chaque aube comporte également un pied 16 permettant de la fixer au corps 15 tubulaire 5a et peut comporter une plateforme 17 matérialisant la paroi radialement externe de la veine de flux primaire au niveau de l'aube. Ici, selon un premier aspect de l'invention, chaque aube peut comporter au niveau de son pied 16 une section frangible 18. Cette section frangible 18 peut être réalisée par un étranglement longitudinal dans l'échasse du pied 16, dont la forme est calibrée en fonction d'un coefficient de rupture 20 choisi par rapport aux efforts que subit l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine. Dans le cas dudit premier rotor 5 de turbine, les aubes étant fixées par leurs extrémités radiales externes, les forces centrifuges créent des efforts de flambement auxquels doit résister la fixation au niveau du pied 16 pour éviter que l'aube ne se plie. 25 Ici, la section frangible 18 est configurée pour rompre lorsque ledit premier rotor 5 de turbine tourne à un régime supérieur à un régime nominal multiplié par un facteur de rupture a déterminé supérieur à 1. Avantageusement, ce facteur de rupture a a une valeur comprise entre 1,25 et 1,6. De préférence, la valeur de ce facteur de rupture a peut être plus faible pour les aubes des grilles situées en aval que pour celles des grilles 30 situées en amont. 303 92 1 8 7 Sur le même exemple de turbomachine, le deuxième rotor 6 peut comprendre un corps tubulaire 6a radialement intérieur à la veine primaire dans la turbine 3 et sur lequel sont fixées des aubes. Les aubes du deuxième rotor 6 sont également réparties en couronnes, qui sont intercalées entre les couronnes des aubes du premier rotor 5 5 selon l'axe XX. Comme représenté sur la figure 1, ledit deuxième rotor 6 de turbine peut comporter le même nombre, par exemple quatre, de couronnes que le premier rotor 5. Comme représenté sur la figure 2b, dans chaque couronne d'aubes du deuxième rotor 6 de turbine, chaque aube comporte une pale 19 configurée pour former, avec les pales des autres aubes, une grille transformant une partie de l'énergie de l'écoulement 10 de flux primaire en un couple entraînant le deuxième rotor 6 en rotation. Notamment, l'ensemble est configuré de telle sorte que le deuxième rotor 6 de turbine tourne à un régime nominal en entraînant la deuxième soufflante 8 à pleine puissance lors des conditions de vol de croisière. Chaque aube comporte également un pied 20 permettant de la fixer au corps 15 tubulaire 6a du deuxième rotor 6. L'aube peut comporter une plateforme 21 matérialisant la paroi radialement interne de la veine de flux primaire au niveau de l'aube. Ici, comme dans le cas du premier rotor 5, l'aube peut comporter au niveau de son pied 20 une zone frangible 22. Cette zone frangible 22 peut être réalisée par un étranglement longitudinal dans l'échasse du pied 20, dont la forme est calibrée en 20 fonction d'un facteur de rupture a' déterminé par rapport aux efforts que subit l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine. Dans le cas dudit deuxième rotor 6 de turbine, les aubes étant fixées par leurs extrémités radiales internes, les forces centrifuges créent des efforts de traction auxquels doit résister la fixation au niveau du pied 20 pour éviter que l'aube ne se 25 détache. Ici, la zone frangible 22 est configurée pour rompre lorsque ledit premier rotor 5 de turbine tourne à un régime supérieur à un régime nominal multiplié par un facteur de rupture a' déterminé supérieur à 1. Avantageusement, comme précédemment, ce facteur a' a une valeur comprise entre 1,25 et 1,6. De préférence, la valeur de ce facteur de rupture a' est plus faible pour les aubes des grilles situées en aval que pour celles 30 des grilles situées en amont. Etant donné que la résistance aux efforts de traction est différente de celle aux efforts de flambement, les zones frangibles 22 des aubes du 3039218 8 deuxième rotor 6 sont différentes des zones frangibles 18 des aubes du premier rotor 5 pour des même valeurs des facteurs de rupture a et a'. De manière associée aux zones frangibles 18, 22 aménagées sur les aubes des rotors 5, 6, le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 est équipé d'un blindage conçu pour 5 retenir les pales 15, 19 qui se détachent des rotors 5, 6 et éviter qu'elles ne causent des dégâts en étant éjectées radialement hors de la turbine de puissance 3. 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 du rotor de la soufflante aval 8. De 10 plus, cet anneau 13 prolonge le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 et comporte une extension vers l'arrière, de façon à former, avec le corps central 11, une tuyère d'éjection primaire 23, en sortie de la turbine de puissance 3. Sur l'exemple présenté, un premier rotor de soufflante 7, amont, est positionné au niveau de l'entrée de la turbine de puissance 3. Il est relié au premier rotor 5 de turbine 15 3 au niveau des bras 10 qui soutiennent en amont le corps extérieur cylindrique 5a. Ce rotor de soufflante amont 7 tourne donc à la même vitesse que le premier rotor 5 de la turbine de puissance 3. Sur le même exemple, le deuxième rotor de soufflante 8, aval, est positionné au niveau de la sortie de la turbine de puissance 3. Il est relié au deuxième rotor 6 de 20 turbine 3 au niveau de l'anneau de support 13 et des bras 12 qui le soutiennent. Ce rotor de soufflante aval 8 tourne donc à la même vitesse que le deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3. Les deux rotors de soufflantes 7, 8 sont carénés par une nacelle 14 fixée à la structure de l'aéronef. Cette nacelle 14 est notamment fixée, ici, à l'empennage vertical 25 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. 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 30 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 3039218 9 ces soufflantes. Par ailleurs, l'important diamètre externe D des soufflantes 7, 8 entraîne 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. Avantageusement, les aubes du rotor de la soufflante aval 8 sont montées avec un 5 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 3, elles sont montées ici avec un système de bagues à roulement 24 sur l'anneau 13 de support et tournent chacune autour d'une tige radiale 25 qui traverse un bras support 12 de l'anneau 13. Un système 26 disposé sur l'axe XX et commandé de l'amont, par exemple 10 par un système de tringles passant à l'intérieur du carter fixe 9, permet d'actionner les tiges radiales 25 pour faire varier le calage angulaire des aubes du rotor de soufflante aval 8. Selon un aspect de l'invention, le dispositif 26 et les aubes du rotor de la soufflante aval 8 sont configurés pour permettre de leur fixer un calage angulaire à une valeur 15 correspondant à un pas très faible. Un angle de calage correspondant à un pas très faible positionne les aubes du rotor de la soufflante 8 presque perpendiculairement à l'axe longitudinal XX de la turbomachine mais les aubes du rotor de soufflante 8 ne ferment pas le passage de l'écoulement secondaire. Ce pas très faible correspond donc à une vitesse de rotation très élevée du rotor de soufflante 8 pour une vitesse 20 longitudinale donnée de l'écoulement secondaire. De manière semblable, l'angle de calage des aubes du rotor de la soufflante amont 7 peut être modifié entre une valeur nominale, correspondant au fonctionnement normal du rotor la soufflante 7 en mode propulseur, et une valeur fournissant un pas très faible, correspondant à une mise en survitesse du rotor de soufflante 7. Pour cela, les aubes 25 du rotor de la soufflante amont 7 sont par exemple montées sur des anneaux mobiles 28, au niveau de la liaison entre les bras 10 et le corps extérieur cylindrique 5a de la turbine de puissance 3. Contrairement au rotor de la soufflante aval 8, le réglage du calage des aubes n'est pas forcément continu. Les anneaux mobiles 28 peuvent être équipés d'un système de verrouillage associé à des moyens de rappel élastique. En 30 fonctionnement nominal, le système de verrouillage maintient le calage des aubes de telle sorte que le rotor de la soufflante amont 7 exerce sa fonction de propulseur. En 303 92 18 10 régime accidentel, le système peut être déverrouillé et les moyens de rappel forcent les aubes à se caler dans la position formant un pas très faible. Certaines caractéristiques de la turbomachine selon l'invention vont maintenant être détaillées en fonction de différents modes de fonctionnement de la turbomachine. 5 En fonctionnement normal, les deux générateurs de gaz 2a, 2b délivrent des gaz qui entraînent les deux rotors 5, 6 contrarotatifs de la turbine de puissance et font tourner les deux rotors de soufflante 7, 8 pour propulser l'aéronef. Les générateurs de gaz 2a, 2b sont ainsi configurés pour délivrer un flux de gaz déterminé de manière à entraîner les rotors contrarotatifs 5, 6 à une vitesse nominale correspondant à une poussée de 10 référence des rotors de soufflantes contrarotatives pour propulser l'aéronef. Dans ce cas, les gaz de flux primaire s'échappant de la tuyère d'éjection 23 en sortie de la turbine de puissance 3 n'apportent qu'une contribution faible à la poussée de la turbomachine. Dans une première séquence accidentelle considérée pour la turbomachine, la 15 liaison entre les deux rotors de soufflantes 7, 8 et les rotors de turbine correspondants 5, 6 est rompue. Dans ces conditions, il y a une perte totale de la propulsion normalement assurée par les rotors de soufflantes 7, 8. Par ailleurs, les rotors de turbine 5, 6 n'étant plus en prise sur les rotors de soufflantes sont entraînés en survitesse par les gaz provenant des générateurs de gaz 2a, 2b. 20 La vitesse de rotation des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3 atteint rapidement des valeurs nettement supérieures à la valeur nominale de rotation multipliée par le facteur de rupture a pour lequel sont dimensionnées les zones frangibles 18, 22 des aubes de ces rotors. Dans ces conditions, il se produit un phénomène de « dégagement des pales », dit de « blade shedding » dans la littérature anglo-saxonne et rappelé, par 25 exemple, dans la demande de brevet FR-A1-2 964 145. Dans ce processus, la pale de l'une des aubes de rotor 5, 6 de la turbine de puissance 3 se détache puis entraîne de proche en proche la rupture des pales de toute la couronne d'aubes correspondante. Les pales détachées sont retenues radialement dans la turbine 3 par le blindage du corps tubulaire 5a et sont ensuite expulsées de la veine primaire, par l'aval. 30 Selon une variante de réalisation, il est possible que les aubes de seulement un rotor, par exemple le rotor interne 6, soient équipées de zone frangibles 22 car les pales 3039218 11 19 détachées d'un rotor 6 vont entraîner la rupture des pales 15 des aubes de l'autre rotor 5, qui sont intercalées axialement. Selon une autre variante, si le facteur de rupture a décroît en allant de l'amont vers l'aval, les pales 15, 19 des aubes situées sur les couronnes aval commencent à se 5 détacher en premier. Les pales 15, 19 peuvent être ainsi expulsées en allant de l'aval vers l'amont, en évitant des risques d'enchevêtrement qui pourraient gêner leur évacuation. Lorsque la plupart des aubes de rotors 5, 6 sont évacuées la veine primaire dans la turbine de puissance 3 peut laisser passer librement les gaz produits par les 10 générateurs de gaz 2a, 2b. Cela permet d'assurer une poussée résiduelle par la tuyère d'éjection 23 du flux primaire de la turbomachine. Selon un autre aspect de l'invention, les générateurs de gaz 2a, 2b peuvent être également conçus pour pouvoir fonctionner à un régime supérieur au régime nécessaire pour assurer la poussée de la turbomachine en fonctionnement normal, avec les rotors 15 de soufflantes 7, 8. Ce régime supérieur des générateurs de gaz 2a, 2b est déterminé pour que la poussée résiduelle obtenue avec le flux primaire sortant de la tuyère d'éjection 23 soit égale à une poussée minimale permettant à l'aéronef d'effectuer des manoeuvres d'urgence. La figure 4 illustre un tel mode de fonctionnement dégradé de la turbomachine où, 20 de manière optimale, les pales des aubes des rotors contrarotatifs 5, 6, on toutes été dégagées. Les seuls obstacles restant dans la veine primaire de la turbine de puissance 3 sont les bras 10, 12, qui maintiennent les rotors de soufflantes 7, 8, ainsi que le corps tubulaire 5a du rotor amont 5, garantissant ainsi l'intégrité de la veine primaire jusqu'à la tuyère d'éjection 23. 25 Dans une autre séquence accidentelle envisagée, la perte de la propulsion par les rotors de soufflante 7, 8 est totale mais le lien n'est pas rompu avec les rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3. Dans ce cas, suivant les dispositions décrites précédemment, le calage des aubes des rotors de soufflantes 7, 8 est réglé, par les moyens correspondants 26, 28, sur la position imposant un petit pas. Par la vitesse de l'aéronef, 30 le flux d'air traversant les rotors de soufflantes 7, 8 les entraîne alors en survitesse avec les rotors 5, 6 de turbine qui leurs sont liés. Lorsque la vitesse de rotation dépasse la 3039218 12 vitesse nominale du facteur de rupture a correspondant au dimensionnement des zones frangibles 18, 22 des aubes des rotors 5, 6, le phénomène de « dégagement des pales » démarre, comme dans la séquence accidentelle précédemment décrite. Ainsi, avec les mêmes variantes qu'évoquées précédemment pour la configuration 5 des rotors 5, 6 de turbine, on peut libérer le passage des gaz des générateurs de gaz 2a, 2b par la veine primaire de la turbine de puissance 3 et récupérer une poussée minimale par la tuyère d'éjection 23 du flux primaire, en cas de perte totale de la propulsion par les rotors de soufflantes 7, 8. 10 5 10 2. 15 3. 4. 20 25 5. 6. 30 REVENDICATIONS1. Turbomachine à rotors de soufflantes contrarotatifs (7, 8), la turbomachine comprenant au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) qui alimentent une turbine de puissance (3) comportant deux rotors contrarotatifs (5, 6) pour entraîner deux rotors de soufflantes (7, 8), caractérisée en ce que les rotors contrarotatifs (5, 6) de la turbine de puissance (3) comportent des pales (15, 19) configurées pour se détacher ou se rompre lorsqu'au moins l'un desdits rotors (5, 6) tourne à un régime supérieur à un régime nominal de fonctionnement de ladite turbomachine multiplié par un facteur de rupture a déterminé supérieur à 1, et en ce que la turbomachine est configurée pour fournir une poussée minimale déterminée à partir des gaz provenant desdits au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) lorsque lesdites pales (15, 19) sont détachées. Turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel ledit facteur de rupture a a une valeur comprise entre 1,25 et 1,6. Turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel ledit facteur de rupture a a une valeur qui décroît en fonction de la localisation des pales (15, 19), en allant de l'amont vers l'aval en suivant le sens de l'écoulement des gaz. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans lequel qu'au moins un des rotors de soufflantes (7, 8), et en particulier le rotor de la soufflante aval (8), comporte des aubes dont le calage peut être placé à un angle donné, déterminé de manière à entraîner le rotor (6) de turbine de puissance (3) correspondant en survitesse, à un régime supérieur au régime nominal multiplié par le facteur de rupture a. Turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel ledit au moins un rotor (6) de turbine entraîné en survitesse comporte des pales (19) fixées radialement par l'intérieur. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle les rotors de soufflantes (7, 8) sont situées en périphérie extérieure des rotors contrarotatifs (5, 6) de la turbine de puissance (3). 3039218 14 7. Aéronef propulsé par une turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la turbine de puissance (3) est installée à l'arrière d'un fuselage (1) de l'aéronef, dans le prolongement de celui-ci. 8. Procédé de pilotage d'une turbomachine selon l'une des revendications 1 à 6, comportant, dans le cas d'une perte totale de propulsion par les rotors de soufflantes (7, 8), une première étape dans laquelle au moins l'un desdits rotors (5, 6) de la turbine de puissance (3) est entraîné en survitesse de manière à obtenir la rupture ou le détachement des pales (15, 19) desdits rotors (5, 6), et une étape de mise en régime des générateurs de gaz (2a, 2b) de manière à obtenir une poussée minimale déterminée de la turbomachine. 9. Procédé selon la revendication précédente, en dépendance de la revendication 4, dans lequel la première étape comporte un placement du calage des aubes de dudit au moins un rotor de soufflante (7,8) à l'angle donné pour entraîner une survitesse.15