Brevet FR3084911A1 — publié le 20200214

Description Titre de l'invention : Moteur à turbine à gaz [0001] La présente description concerne un moteur à turbine à gaz efficace. Des aspects de la présente description se rapportent à une turbine à gaz ayant une soufflante entraînée par l'intermédiaire d'un réducteur et d'un coeur de moteur hautement efficace. [0002] La conception d'un moteur à turbine à gaz doit tenir compte d'un certain nombre de facteurs concurrents. En général, il est souhaitable de minimiser la consommation de carburant et le poids. Cependant, des moteurs à turbine à gaz ont été utilisés et développés depuis de nombreuses années, et ainsi les conceptions sous-jacentes sont matures. Ce niveau élevé de maturité de conception signifie que les progrès réalisés, par exemple, en matière de réduction de consommation de carburant et/ou de poids, ont été relativement faibles et progressifs au cours des dernières années. [0003] 11 est souhaitable d'améliorer le rythme de développement des moteurs à turbine à gaz. [0004] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0005] un coeur de moteur comprenant : [0006] une première turbine, un premier compresseur et un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; [0007] une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur ; le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0008] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0009] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0010] la masse totale de la turbine n'est pas supérieure à 17 % de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz. [0011] La masse totale de la turbine peut être la niasse de la première turbine plus la masse de la deuxième turbine, par exemple lorsqu'il n'y a aucune turbine supplémentaire dans le moteur. [0012] La niasse totale de la turbine en tant que pourcentage de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 7 %, 8 %, 9 % ou 10 %, et une limite supérieure de 13 %, 14 %, 15 %, 16 % ou 17 %. [0013] La niasse de la deuxième turbine peut être au plus 7 %, 8 % ou 9 % de la niasse sèche totale du moteur à turbine à gaz. 2 [0014] La masse de la deuxième turbine en tant que pourcentage de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 3 %, 4 % ou 5 % et une limite supérieure de 7 %, 8 % ou 9 %. [0015] La masse sèche totale du moteur à turbine à gaz peut être définie comme étant la niasse du moteur à turbine à gaz entier préalable à l'exception des fluides (tels que l'huile et le combustible) avant installation sur un aéronef, c'est-à-dire n'incluant pas des caractéristiques d'installation, telles qu'un pylône ou une nacelle. [0016] Les présents inventeurs ont trouvé que la fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec une masse de turbine dans les plages définies ici - qui est inférieure à des moteurs classiques ayant une soufflante qui est entraînée à partir d'une turbine par l'intermédiaire d'une boîte de réduction - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. [0017] Strictement à titre d'exemple, une façon d'atteindre une telle faible masse de turbine se fait par l'utilisation optimale de composites à matrice céramique dans un moteur à turbine à gaz ayant une soufflante qui est entraînée à partir d'une turbine par l'intermédiaire d'une boîte de réduction. [0018] La première et/ou la deuxième turbine peuvent comprendre au moins un composant composite à matrice céramique. La deuxième turbine peut comprendre au moins un composant composite à matrice céramique, qui peut être dans la plage allant de 2 % à 15 % de la masse totale de la deuxième turbine. [0019] D'une manière classique, les composants dans une section de turbine d'un moteur à turbine à gaz sont fabriqués en utilisant un alliage métallique, tel qu'un alliage de nickel. Cependant, afin d'obtenir une plus grande efficacité de moteur, il s'est avéré être souhaitable d'augmenter la température du flux de gaz de coeur pénétrant dans la turbine depuis la chambre de combustion. Typiquement, en fonctionnement, la température du gaz s'écoulant au-delà de certains des composants dans la turbine est proche du, ou supérieur au, point de fusion de ces composants. Ainsi, afin de garantir que de tels composants ont une durée de vie suffisante, ils exigent un refroidissement significatif. Un tel refroidissement est typiquement fourni en utilisant de l'air provenant du compresseur qui contourne la chambre de combustion. Le flux de refroidissement qui contourne la chambre de combustion entraîne une efficacité réduite du moteur, parce que ce flux est simplement comprimé dans le compresseur puis expansé à travers la turbine. [0020] De plus, afin de minimiser la quantité de flux de refroidissement qui est utilisée, et ainsi minimiser l'impact sur l'efficacité du moteur, le flux de refroidissement doit être utilisé aussi efficacement que possible. Par exemple, les passages de refroidissement utilisés pour refroidir de tels composants de turbine sont typiquement complexes, exigeant une conception étendue et des techniques de fabrication complexes. Ceci 3 augmente significativement le coût du moteur à turbine à gaz. [0021] En outre également, le système de refroidissement lui-même ajoute de la masse au moteur. [0022] Une utilisation sélective de composites à matrice céramique (CMC) dans sa turbine peut être avantageuse. Par exemple, l'utilisation de CMC peut ne pas être réellement appropriée dans toutes les zones. Sachant cela, les inventeurs ont dérivé le niveau optimal d'utilisation de CMC dans la turbine pour qu'il soit dans les plages revendiquées. Par exemple, alors que la capacité thermique des CMC - qui est typiquement supérieure à leurs homologues métalliques - peut sc prêter à une utilisation dans certaines zones, la conductivité thermique réduite des CMC (par comparaison à un composant métallique équivalent) signifie qu'ils peuvent ne pas être appropriés dans certaines autres zones. Strictement à titre d'exemple non limitatif, les parties les plus chaudes de la turbine peuvent subir des températures qui dépassent même la capacité des CMC, et exigent ainsi un certain degré de flux de refroidissement. Dans un tel cas, il peut être plus approprié d'utiliser un métal plutôt qu'un CMC, du fait de la plus grande conductivité thermique des métaux améliorant potentiellement l'efficacité du flux de refroidissement pour l'élimination de la chaleur du composant. [0023] Strictement à titre d'exemple, là où il est utilisé, le CMC peut être du SiC-SiC (c'est-à-dire des fibres de carbure de silicium dans une matrice de carbure de silicium). Cependant, on aura à l'esprit que n'importe quel CMC approprié peut être utilisé, et en effet la turbine peut comprendre plus d'une composition de CMC (par exemple, ayant des éléments différents). N'importe quel procédé de fabrication approprié peut être utilisé pour le CMC, tel qu'un processus de dépôt de vapeur ou un processus d'infusion de vapeur. [0024] La turbine peut comprendre des aubes de stator, des pales de rotor, des segments d'étanchéité (pour lesquels on peut dire qu'ils forment ensemble un anneau généralement annulaire à l'extérieur des pales de rotor), des disques de rotor (sur lesquels des pales de rotor sont fournies), un ou plusieurs éléments d'enveloppe radialement internes et un ou plusieurs éléments d'enveloppe radialement externes. La masse de turbine peut être la masse totale de tous ces composants de turbine. [0025] Dans des agencements incluant des CMC, la masse minimale du composite à matrice céramique dans la deuxième turbine peut être 1 %, 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 % ou 10 % de la masse totale de la deuxième turbine. La masse maximale de composite à matrice céramique dans la deuxième turbine peut être 20 %, 15 %, 14 %, 13 %, 12 %, 11 %, 10 %, 9 %, 8 %, 7 %, 6 % ou 5 % de la masse totale de la deuxième turbine. La masse de composite à matrice céramique dans la deuxième turbine en tant que pourcentage de la masse totale de la deuxième turbine peut être dans une plage ayant n'importe lequel des pourcentages minimaux listés ci-dessus en tant que limite inférieure et n'importe quel pourcentage maximal compatible listé ci-dessus en tant que limite supérieure. [0026] On peut dire que la deuxième turbine est axialement en amont de la première turbine. La première turbine peut comprendre au moins un composant composite à matrice céramique. Dans des agencements incluant des CMC, la masse de composite à matrice céramique dans les première et deuxième turbines peut être dans la plage allant de 1 % à 15 %, éventuellement 2 % à 12 %, de la masse totale des première et deuxième turbines. [0027] Dans des agencements incluant des CMC, la masse minimale de composite à matrice céramique dans les première et deuxième turbines peut être 1 %, 2 %, 3 %. 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 % ou 10 % de la masse totale des première et deuxième turbines. Dans des agencements incluant des CMC, la masse maximale de composite à matrice céramique dans les première et deuxième turbines peut être 20 %, 15 %, 14 %. 13 %, 12 %, 11 %, 10 %, 9 %, %, 7 %, 6 % ou 5 % de la masse totale des première et deuxième turbines. La masse de composite à matrice céramique dans les première et deuxième turbines en tant que pourcentage de la masse totale des première et deuxième turbines peut être dans une plage ayant n'importe lequel des pourcentages minimaux listés ci-dessus en tant que limite inférieure et n'importe quel pourcentage maximal compatible listé ci-dessus en tant que limite supérieure. [0028] Comme indiqué ci-dessus, les pourcentages de CMC utilisés dans la turbine décrite et revendiquée ici sont basés sur des renseignements sur les composants les plus appropriés pour lesquels on utilise des CMC, en tenant compte, entre autres, de la variation de température à travers la turbine. On fournit ci-dessous des exemples non limitatifs de composants métalliques et CMC dans le moteur à turbine à gaz [0029] La turbine peut comprendre au moins une rangée d'aubes de stator. La rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator peut être métallique. En variante, la rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator peut être en CMC. La rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator peut être directement en aval de la chambre de combustion. Par exemple, il peut n'y avoir aucune pale de rotor entre la chambre de combustion et les aubes de stator. [0030] Les termes « en amont » et « en aval » sont utilisés ici de la manière classique, c'est-à-dire par rapport au flux à travers le moteur en utilisation normale. Ainsi, par exemple, le compresseur et la chambre de combustion sont dans la direction en amont par rapport à la turbine. [0031] La turbine peut comprendre au moins une rangée de pales de rotor. La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor peut être métallique. En variante, la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor peut être en CMC. La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor peut être directement en aval de la rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator. [0032] La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor et/ou la rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator peuvent comprendre un ou plusieurs passages de refroidissement internes et/ou trous de refroidissement pelliculaires, par exemple lorsque les pales et/ou aubes sont métalliques. De tels passages de refroidissement internes et/ou trous de refroidissement pelliculaires peuvent être fournis avec le flux de refroidissement provenant du compresseur qui a contourné la chambre de combustion. [0033] Un composant en CMC peut être ou non pourvu de passages de refroidissement internes et/ou de trous de refroidissement pelliculaires. [0034] La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor dans la turbine peut être une partie de la deuxième turbine. La rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator dans la turbine peut être une partie de la deuxième turbine. [0035] La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor dans la turbine peut être ra- dialement entourée par des segments d'étanchéité. De tels segments d'étanchéité peuvent comprendre un composite à matrice céramique. [0036] En général, les segments d'étanchéité peuvent former la limite radialement externe (qui peut être annulaire et/ou tronconique) à l'intérieur de laquelle les aubes de turbine tournent en cours d'utilisation. Les bouts radialement externes des aubes de turbine peuvent être adjacents à la surface radialcment interne des segments d'étanchéité. [0037] La turbine peut comprendre au moins deux rangées d'aubes de stator. La deuxième rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator (qui peut être directement en aval axialement de la rangée la plus en amont de pales de rotor) peut comprendre un composite à matrice céramique. [0038] La turbine peut comprendre au moins deux rangées de pales de rotor. La deuxième rangée la plus axialement en amont de pales de rotor peut comprendre un composite à matrice céramique. [0039] La deuxième rangée la plus axialement en amont de pales de rotor dans la turbine peut être une partie de la deuxième turbine. La deuxième rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator dans la turbine peut être une partie de la deuxième turbine. [0040] La deuxième rangée la plus axialement en amont de pales de rotor peut être ra- dialement entourée par des segments d'étanchéité en composite à matrice céramique. [0041] La deuxième turbine peut comprendre n'importe quel nombre de rangées d'aubes de stator (par exemple, 1, 2, 3, 4, 5 ou 6), et une ou plusieurs parmi celles-ci peuvent comprendre un composite à matrice céramique. La deuxième turbine peut comprendre n'importe quel nombre de rangées de pales de rotor et/ou de segments d'étanchéité voisins (par exemple, 1, 2, 3, 4, 5 ou 6), et une ou plusieurs parmi celles-ci peuvent comprendre un composite à matrice céramique. [0042] La rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator dans la première turbine (qui 6 peut être directement en aval de la rangée la plus axialement en aval de pales de rotor dans la deuxième turbine) peut comprendre un composite à matrice céramique. [0043] La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor dans la première turbine peut comprendre un composite à matrice céramique. La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor dans la première turbine peut être entourée par des segments d'étanchéité en composite à matrice céramique. [0044] Dans n'importe quel aspect de la présente description, n'importe quel(s) pales de rotor, aubes de stator ou segments d'étanchéité (c'est-à-dire une partie d'étanchéité qui forme au moins une partie du trajet d'écoulement radialcment externe autour d'une rangée de pales de rotor) qui subi(ssen)t une température maximale à une condition de puissance maximale à laquelle le moteur est certifié (qui peut être couramment connue sous le nom de condition de « ligne rouge ») dans la plage allant de 1300 K à 2200 K par exemple, dans une plage ayant une limite inférieure de 1300 K, 1400 K ou 1500 K et une limite supérieure de 1900 K, 2000 K, 2100 K ou 2200 K - peu(ven)t être fabriqué(s) en utilisant un CMC. Dans certains agencements, la plupart, ou même la totalité, des pales de rotor subissant de températures de « ligne rouge » au sein de telles plages peuvent être fabriquées en utilisant un CMC. Dans certains agencements, la plupart, ou même la totalité, des aubes de stator subissant de températures de « ligne rouge » au sein de telles plages peuvent être fabriquées en utilisant un CMC. Dans certains agencements, la plupart, ou même la totalité, des segments d'étanchéité subissant de températures de « ligne rouge » au sein de telles plages peuvent être fabriqués en utilisant un CMC. Des pales de rotor, aubes de stator et segments d'étanchéité qui ne subissent pas des températures de « ligne rouge » dans de telles plages peuvent être fabriqués en utilisant un métal, tel qu'un alliage de nickel. [0045] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0046] un coeur de moteur comprenant : [0047] une turbine, une chambre de combustion et un compresseur, la turbine comprenant une première turbine et une deuxième turbine et le compresseur comprenant un premier compresseur et un deuxième compresseur ; [0048] un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; [0049] un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur, le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0050] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0051] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : 7 [0052] la deuxième turhine comprend au moins un composant composite à matrice céramique ; et [0053] la masse de composite à matrice céramique dans la deuxième turhine est dans la plage allant de 2 % à 15 % de la masse totale de la deuxième turbine. [0054] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0055] un coeur de moteur comprenant : [0056] une turbine, un compresseur et une chambre combustion ; [0057] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0058] un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'au moins une partie de la turbine et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0059] la turbine comprend au moins un composant composite à matrice céramique ; et [0060] la masse de composite à matrice céramique dans la turbine est dans la plage allant de 1 % à 15 % de la masse totale de la turbine, par exemple, dans la plage allant de 2 % à 15 %. [0061] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0062] un coeur de moteur comprenant : [0063] une turbine, une chambre de combustion et un compresseur, la turhine comprenant une première turhine et une deuxième turhine et le compresseur comprenant un premier compresseur et un deuxième compresseur ; [0064] un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; [0065] un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur, le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0066] un conduit de contournement radialement à l'extérieur du coeur de moteur ; [0067] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0068] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0069] une partie du flux qui pénètre dans le coeur de moteur contourne la chambre de combustion et est utilisée en tant que flux de refroidissement de turbine pour refroidir la turbine ; [0070] le diamètre de soufflante est supérieur à 225 cm et/ou la température d'entrée de turbine, définie comme la température au niveau de l'entrée du rotor de turbine le plus axialement en amont à une condition de puissance maximale du moteur à turbine à gaz, est supérieure à 1800 K ; et [0071] à des conditions de croisière, le rapport d'efficacité du flux de refroidissement au flux 8 de contournement est inférieur à 0,02. [0072] Le rapport d'efficacité du refroidissement au contournement peut être dans la plage allant de 0,005 à 0,02. Le rapport d'efficacité du refroidissement au contournement peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 0,005, 0,006, 0,007 ou 0,008, et une limite supérieure de 0,012, 0,013, 0,014, 0,015, 0,016, 0,017, 0,018, 0,019 ou 0,02. [0073] Le rapport d'efficacité du refroidissement au contournement peut être défini en tant que rapport du débit massique du flux de refroidissement de turbine au débit massique du flux de contournement au niveau du moteur. Le rapport peut être défini aux conditions de croisière de moteur. [0074] Un tel rapport d'efficacité du refroidissement au contournement - qui est inférieur à des moteurs classiques - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. [0075] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0076] un coeur de moteur comprenant : [0077] une première turbine, un premier compresseur et un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; [0078] une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur, le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0079] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0080] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0081] la poussée nette maximale du moteur au niveau de la mer est d'au moins 160 kN ; et [0082] la poussée normalisée est dans la plage allant de 0,25 à 0,5 kN/kg. [0083] La poussée normalisée peut être définie en tant que poussée nette maximale (en kN) du moteur au niveau de la mer divisée par la masse totale de la turbine. La masse totale de la turbine peut être la masse totale de la première turbine et de la deuxième turbine, par exemple lorsqu'il n'y a aucune turbine supplémentaire dans le moteur. [0084] La poussée normalisée peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 0,2, 0,25 ou 0,3 kN/kg et une limite supérieure de 0,45, 0,5 ou 0,55 kN/kg. [0085] La fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec une poussée normalisée dans les plages définies ici - qui est supérieure aux moteurs classiques - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. [0086] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0087] un coeur de moteur comprenant : 9 [0088] une première turbine, un premier compresseur et un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; [0089] une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur, le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0090] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0091] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0092] une partie du flux qui pénètre dans le coeur de moteur contourne la chambre de combustion et est utilisée en tant que flux de refroidissement de turhinc pour refroidir la turbine ; [0093] une exigence de flux de refroidissement est définie comme le rapport du débit massique du flux de refroidissement de turbine au débit massique du flux pénétrant dans le coeur de moteur (B) aux conditions de croisière ; [0094] une température d'entrée de turbine est définie comme la température (K) au niveau de l'entrée vers le rotor de turbine le plus axialement en amont dans le moteur à turbine à gaz à une condition de puissance maximale du moteur à turhinc à gaz ; et [0095] le rapport d'efficacité de refroidissement, défini comme le rapport entre la tem- pérature d'entrée de turbine et l'exigence de flux de refroidissement, est dans la plage allant de 8000 à 20 000 K. [0096] Le rapport d'efficacité de refroidissement peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 8000, 9000 ou 10 000 K, et une limite supérieure de 18 000, 20 000 ou 22 000. [0097] La fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec un rapport d'efficacité de refroi- dissement dans les plages définies ici - qui est supérieur aux moteurs classiques - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. [0098] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0099] un coeur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de coeur reliant la turbine au compresseur ; [0100] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0101] un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de coeur et délivre en sortie un en- traînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de coeur, dans lequel : [0102] à une condition de puissance maximale, le rapport de la température d'entrée de turbine (K) à la vitesse de soufflante en tr/min est d'au moins 0,7 K/tr/min [0103] La condition de puissance maximale peut correspondre à la condition de « ligne rouge » définie ailleurs dans le présent document. [0104] Le rapport de la température d'entrée de turbine (K) à la vitesse de soufflante en tr/ min peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 0,7, 0,8 ou 0,9 et une limite supérieure de 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9 ou 2. [0105] La fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec un rapport de la température d'entrée de turbine (K) à la vitesse de soufflante en tr/min dans les plages définies ici - qui est supérieur des moteurs classiques - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. [0106] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0107] un coeur de moteur comprenant : [0108] une première turbine, un premier compresseur et un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; [0109] une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur, le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0110] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0111] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0112] une température d'entrée de turbine (TO,',b_in) est définie comme la température (K) au niveau de l'entrée vers le rotor de turbine le plus axialement en amont dans le moteur à turbine à gaz à une condition de puissance maximale du moteur à turbine à gaz ; [0113] une taille de coeur est définie comme [Math 1] [0114] CS = ?V comp POcomp_out [0115] où : [0116] Wcomp_in est le débit massique (kg/s) à l'entrée du coeur de moteur ; [0117] TOcomp_out est la température de stagnation à la sortie vers le compresseur ; [0118] POcomp_out est la pression de stagnation à la sortie vers le compresseur ; et [0119] un rapport d'efficacité de la poussée au coeur TC vaut au moins 1,5 x 107 kNkg 'sPa, où le rapport d'efficacité de la poussée au coeur est défini comme [Math 2] \frOcomp_out [0120] 11 , TC (Poussée nette maximale au niveau de la mer). ITOtu rein cs 101211 Wcomp_in peut être décrit comme étant le débit massique à l'entrée vers le premier compresseur. TOcomp out peut être décrit comme étant la température de stagnation à la sortie vers le deuxième compresseur. POcomp out peut être décrit comme étant la température de stagnation à la sortie vers le deuxième compresseur. 101221 Le rapport d'efficacité de la poussée au coeur TC peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 1,5 x 107, 1,6 x 107, 1,7 x 107, 1,8 x 10v, 1,9 x 10' ou 2 x 10' kNkg-1 sPa et une limite supérieure de 3 kNkg-'sPa, 3,5 x 107 kNkg-'sPa ou 4 kNkg ,sPa. 101231 La fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec un rapport d'efficacité de la poussée au coeur dans les plages définies ici - qui est supérieur aux moteurs classiques - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. 101241 Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : 101251 un coeur de moteur comprenant : 101261 une première turbine, un premier compresseur et un premier arbre de coeur reliant la première turbine au premier compresseur ; 101271 une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur, le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : [0128] une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et [0129] un réducteur qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : [0130] une température d'entrée de turbine (TO,,,,L,') est définie comme la température (K) au niveau de l'entrée vers le rotor de turbine le plus axialement en amont dans le moteur à turbine à gaz à une condition de puissance maximale du moteur à turbine à gaz ; [0131] une taille de coeur est définie comme [Math 3] [0132] [0133] où : [0134] Wcomp_in est le débit massique (kg/s) à l'entrée du coeur de moteur ; [0135] TOcomp out est la température de stagnation à la sortie vers le compresseur ; [0136] POcomp out est la pression de stagnation à la sortie vers le compresseur ; et ITOcomp out CS COMpin. POcomp_out 12 cs 101391 Wcomp in peut être décrit comme étant le débit massique à l'entrée vers le premier compresseur. TOcomp out peut être décrit comme étant la température de stagnation à la sortie vers le deuxième compresseur. POcomp out peut être décrit comme étant la température de stagnation à la sortie vers le deuxième compresseur. 101401 Le rapport d'efficacité de la soufflante au coeur TC peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 1,9 x 105, 2 x 105, ou 2,1 x 105 mkg-1sPa et une limite supérieure de 2,5 x 105, 3 x 105, ou 3,5 x 105 mkg-,sPa. 101411 La fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec un rapport d'efficacité de la soufflante au coeur dans les plages définies ici - qui est supérieur aux moteurs classiques - peut fournir un moteur à turbine à gaz particulièrement efficace. 101421 Le spécialiste aura à l'esprit que sauf lorsqu'elle est mutuellement exclusive, une ca- ractéristique ou relation décrite par rapport à l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliquée à n'importe quel autre aspect. De plus, sauf lorsqu'elle est mutuellement exclusive, n'importe quelle caractéristique ou relation décrite ici peut être appliquée à n'importe quel aspect et/ou combinée avec n'importe quelle autre caractéristique ou relation décrite ici. [0143] À titrc d'exemple non limitatif, l'une quelconque ou plusieurs quelconques des carac- téristiques et/ou relations suivantes décrites ici et listées ci-dessous par rapport à n'importe quel aspect peuvent être combinées indépendamment de l'une quelconque des autres caractéristiques ou relations et/ou incluses dans n'importe quel autre aspect de l'invention : [0144] - la musse de composite à matrice céramique dans la deuxième turbine en tant que pourcentage de la masse totale de la deuxième turbine [0145] - la musse de composite à matrice céramique dans la turbine dans son ensemble en tant que pourcentage de la niasse totale de la turbine dans son ensemble [0146] - la température d'entrée de turbine [0147] - le rapport d'efficacité du flux de refroidissement au flux de contournement [0148] - la musse totale de la turbine en tant que pourcentage de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz [0149] - la poussée normalisée du moteur [0150] - le rapport d'efficacité de refroidissement [0151] - le rapport de la température d'entrée de turbine (K) à la vitesse de soufflante en tr/ [0137] un rapport d'efficacité de la soufflante au coeur FC vaut au moins 1,9 x 105 mkg-IsPa, où le rapport d'efficacité de la soufflante au coeur est défini comme [Math 4] [0138] VTOturb_n FC = (diamètre de soufflante) min 13 [0152] - le rapport d'efficacité de la poussée au coeur TC [0153] - le rapport d'efficacité de la soufflante au coeur [0154] Telle qu'elle est utilisée ici, la température d'entrée de turbine, qui peut être désignée TET, peut être définie comme la température maximale à Ventrée vers l'étage de rotor le plus axialement en amont de la turbine mesurée à une condition de puissance maximale. La condition de puissance maximale peut être la condition de puissance maximale à laquelle le moteur est certifié, et peut représenter la température maximale à cet emplacement pendant le fonctionnement du moteur. Une telle condition est couramment dénommée une condition de « ligne rouge ». Une telle condition peut se produire, par exemple, à une condition de forte poussée, par exemple à une condition maximale au décollage (MTO). La TET (qui peut être désignée TET maximale) en cours d'utilisation du moteur peut être particulièrement élevée, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des suivantes : 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K ou 2100 K. La TET maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). On aura à l'esprit que cette condition de puissance maximale à laquelle la TET maximale est mesurée est identique à la condition telle que celle à laquelle la poussée nette max au niveau de la nier, ou poussée maximale, (auquel il est fait référence n'importe où dans le présent document) est mesurée. [0155] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la présente description concerne un moteur à turbine à gaz. On peut dire qu'un tel moteur à turbine à gaz comprend un coeur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur et un arbre de coeur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des pales de soufflante) située en amont du coeur de moteur. [0156] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de mandrin et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de coeur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de coeur, ou indirectement à partir de l'arbre de coeur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de coeur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). [0157] Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. Strictement à titre d'exemple, la 14 turbine reliée à l'arbre de coeur qui entraîne le réducteur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de coeur qui entraîne le réducteur peut être un premier compresseur, et l'arbre de coeur qui entraîne le réducteur peut être un premier arbre de coeur. Le coeur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur. [0158] Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux depuis le premier compresseur. [0159] Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de coeur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de coeur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de coeur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple être uniquement le premier arbre de coeur, et non le deuxième arbre de coeur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbre(s), par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. [0160] Le réducteur est une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante est à une vitesse de rotation plus basse que l'entrée depuis l'arbre de coeur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4, par exemple de l'ordre de ou au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d'exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. [0161] Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, une chambre de combustion peut être fournie axialement en aval de la soufflante et du ou des compresseur(s). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième com- presseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, lorsqu'une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbine(s). [0162] Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième com- presseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée de pales de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. [0163] La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d'aubes de stator. La rangée de pales de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. [0164] Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'une racine (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à un bout à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau du bout peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau du bout peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu au bout. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau du bout peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement le plus en avant) de la pale. Le rapport du moyeu au bout fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de la pale de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de l'une quelconque plate-forme. [0165] Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et le bout d'une pale de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 225 cm, 250 cm (à peu près 100 pouces), 260 cm, 270 cm (à peu près 105 pouces), 280 cm (à peu près 110 pouces), 290 cm (à peu près 115 pouces), 300 cm (à peu près 120 pouces), 310 cm, 320 cm (à peu près 125 pouces), 330 cm (à peu près 130 pouces), 340 cm (à peu près 135 pouces), 16 350 cm, 360 cm (à peu près 140 pouces), 370 cm (à peu près 145 pouces), 380 (à peu près 150 pouces) cm, 390 cm (à peu près 155 pouces) ou 400 cm. Le diamètre de soufflante peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0166] La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Géné- ralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 250 cm à 300 cm (par exemple 250 cm à 280 cm) peut être dans la plage allant de 1700 tr/min à 2500 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1800 tr/min à 2300 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1900 tr/min à 2100 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 320 cm à 380 cm peut être dans la plage allant de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1400 tr/min à 1600 tr/min. [0167] En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les pales de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement (lu bout de la pale de soufflante avec une vitesse Urip. Le travail accompli par les pales de soufflante sur le flux résulte en une élévation d'enthalpie dH du flux. Un chargement de bout de soufflante peut être défini par dH/Ut12, où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Uti, est la vitesse (de transition) du bout de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque du bout (qui peut être défini en tant que rayon de bout de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). Le chargement de bout de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les unités dans ce paragraphe étant Jkg 'Kl(ms 1)2). Le chargement de bout de soufflante peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0168] Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n'importe quel rapport de contournement souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de 17 contournement au débit massique du flux à travers le coeur aux conditions de croisière. Dans certains agencements le rapport de contournement peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 ou 17. Le rapport de contournement peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur central. La surface radialcment externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. [0169] Le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou re- vendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante à la pression de stagnation à la sortie du compresseur haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion). À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0170] La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg 's, 105 Nkg 's, 100 Nkg 's, 95 Nkg 's, 90 Nkg 's, 85 Nkg 's ou 80 Nkg 's. La poussée spécifique peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. [0171] Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La poussée à laquelle il est fait référence ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 deg C (pression ambiante 101,3 kPa, tem- 18 pérature 30 deg C), avec le moteur statique. [0172] Une partie de pale de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une pale de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(c). Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu'une fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de la pale. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à hase de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, la pale de soufflante peut avoir un corps en fibre de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane. [0173] Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des pales de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. [0174] Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varie l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. 19 [0175] La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité de pales de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 pales de soufflante. [0176] Tel qu'il est utilisé ici, des conditions de croisière peuvent signifier des conditions de croisière d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est fixé. De telles conditions de croisière peuvent être définies d'une manière classique comme les conditions à mi-croisière, par exemple les conditions subies par l'aéronef et/ou le moteur au niveau du point médian (en termes de temps et/ou de distance) entre la fin de la montée et de début de la descente. [0177] Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut être la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. [0178] Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. [0179] Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à : un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 ; une pression de 23 000 Pa ; et une température de -55 deg C. [0180] Tel qu'il est utilisé n'importe où dans le présent document, « croisière » ou conditions de croisière » peuvent signifier le point de conception aérodynamique. Un tel point de conception aérodynamique (ou ADP) peut correspondre aux conditions (comprenant, par exemple, un ou plusieurs parmi le nombre de Mach, les conditions environnementales et les exigences de poussée) pour lesquelles la soufflante est conçue pour fonctionner. Il peut s'agir, par exemple, des conditions auxquelles la soufflante (ou le moteur à turbine à gaz) est conçue pour avoir une efficacité optimale. [0181] En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. [0182] Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. [0183] Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). [0184] Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement à la mi-croisière de l'aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document. [0185] Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : [0186] [Fig. 1] est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; [0187] [Fig. 2] est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz ; [0188] [Fig. 3] est une vue partiellement écorchée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; [0189] [Fig. 4] est une vue schématique montrant une vue agrandie d'une partie amont de la turbine du moteur à turbine à gaz. [0190] La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de coeur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un coeur 11 qui reçoit le flux d'air de coeur A. Le coeur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14 (qui peut être désigné ici premier compresseur 14), un compresseur haute pression 15 (qui peut être désigné ici deuxième compresseur), un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17 (qui peut être désignée ici deuxième turbine), une turbine basse pression 19 (qui peut être désignée ici première turbine) et une tuyère d'échappement de coeur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une tuyère d'échappement de 21 contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30. [0191] En cours d'utilisation, le flux d'air de coeur À est accéléré et comprimé par le com- presseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L'air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l'équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant et le mélange est brûlé. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. [0192] Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue planétaire, ou engrenage planétaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage planétaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage planétaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. [0193] 11 convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble pal- l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée premier étage de com- pression ou étage de compression de plus basse pression. [0194] Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la Figure 3. Chacun parmi l'engrenage planétaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la Figure 3.11 y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. [0195] Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner. [0196] On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la Figure 2) entre le réducteur 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la Figure 2. Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), le spécialiste comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la Figure 2. [0197] Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures 23 de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. [0198] Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou al- ternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). [0199] D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la Figure 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 cc qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur principale 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le coeur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. L'une et/ou l'autre des tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. [0200] La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la Figure 1) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la Figure 1). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. [0201] La Figure 4 montre une partie de la turbine de façon plus détaillée. En particulier, la Figure 4 montre une partie aval de la chambre de combustion 16, la deuxième turbine 17 (haute pression), et une partie amont de la première turbine 19 (basse pression). La turbine haute pression 17 est reliée au deuxième arbre de coeur 27. La turbine basse pression 19 est reliée au premier arbre de coeur 26. [0202] Dans l'exemple illustré, la turbine haute pression 17 comprend, en série de flux axial, une première rangée d'aubes de stator 171 (la plus axialement en amont), une première rangée de pales de rotor 172 (la plus axialement en amont), une deuxième rangée d'aubes de stator 173 (la deuxième la plus axialement en amont) et une deuxième rangée de pales de rotor 174 (la deuxième la plus axialement en amont). [0203] La première rangée de pales de rotor 172 est reliée à un disque de rotor 177. La deuxième rangée de pales de rotor 174 est reliée à un disque de rotor 178. Les deux disques de rotor 177, 178 sont solidarisés l'un à l'autre par un élément de liaison 179. 24 Au moins l'un des disques de rotor (dans l'exemple illustré, le premier disque de rotor 177) est relié au deuxième arbre de coeur 27 par l'intermédiaire d'un bras 271. Ainsi, en cours d'utilisation, le deuxième arbre de coeur 27, les disques de rotor 177, 178 et les pales de rotor 172, 174 tournent tous ensemble, à la même vitesse de rotation. [0204] Le moteur à turbine à gaz 10 comprend également des segments d'étanchéité 175 fournis radialemcnt à l'extérieur de la première rangée de pales de rotor 172. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend également des segments d'étanchéité 176 fournis radialement à l'extérieur de la deuxième rangée de pales de rotor 174. Les segments d'étanchéité 175, 176 forment la limite de flux radialement externe (qui peut être désignée ligne d'espace annulaire radialement externe) dans la région de la rangée de pales de rotor respective 172, 174, par exemple par-dessus l'étendue axiale des bouts des pales de rotor 172, 174. Les segments d'étanchéité 175, 176 peuvent former un joint avec les bouts de pales de rotor pour empêcher-ou au moins, limiter - un flux passant par-dessus ou au-delà des bouts des pales de rotor. Les segments d'étanchéité 175, 176 peuvent être abradablcs par les pales de rotor. Ainsi, par exemple, les segments d'étanchéité 175, 176 peuvent être abrasés par les pales de rotor en cours d'utilisation de façon à former un joint optimal entre eux. Chaque segment peut former un segment annulaire ou un segment tronconique. [0205] Dans l'exemple illustré, la turbine haute pression 17 est une turbine haute pression à deux étages, en ce qu'elle comprend deux étages d'aubes et de pales, chaque étage comprenant une rangée d'aubes de stator suivie par une rangée de pales de rotor. Cependant, on aura à l'esprit que des moteurs à turbine à gaz 10 conformément à la présente description peuvent comprendre une turbine haute pression avec n'importe quel nombre d'étages, par exemple 1, 2, 3, 4, 5 ou plus de 5 étages d'aubes de stator et de pales de rotor. [0206] La turbine basse pression 19 est fournie en aval de la turbine haute pression 17. Une rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator 191 dans la turbine basse pression 19 est fournie immédiatement en aval de la rangée finale de pales de rotor 174 de la turbine haute pression 17. Une rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 dans la turbine basse pression 19 est fournie immédiatement en aval de la rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator 191. La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 est reliée au premier arbre de coeur 26 par l'intermédiaire d'un disque de rotor. En cours d'utilisation, les pales de rotor 192 de la turbine basse pression 19 entraînent le premier arbre de coeur 26, qui à son tour entraîne le compresseur basse pression 14, et entraîne également - par l'intermédiaire d'un réducteur 30 - la soufflante 23. [0207] La Figure 4 montre uniquement une partie amont de la turbine basse pression 19. Cependant, on aura à l'esprit qu'en aval de la partie illustrée on peut avoir fourni d'autres rangées d'aubes de stator et de pales de rotor. Par exemple, la turbine basse pression 19 peut comprendre 1, 2, 3, 4, 5 ou plus de 5 étages d'aubes de stator et de pales de rotor. La rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 est reliée à une ou plusieurs (non illustré) rangées de pales de rotor en aval par l'intermédiaire d'une liaison 199 qui est reliée au disque 197 sur lequel les pales de rotor 192 sont supportées. [0208] Au moins une partie de la turbine haute pression 17 et/ou de la turbine basse pression 19 comprend un CMC dans l'exemple illustré. Strictement à titre d'exemple, le matériau CMC peut être des fibres de carbure de silicium et/ou une matrice de carbure de silicium (SiC-SiC), bien que l'on aura à l'esprit que d'autres CMC peuvent être utilisés, tels qu'un oxyde-oxyde (matériau CMC Ox-Ox), une céramique monolithique, et/ou similaires. [0209] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, des CMC ont des propriétés dif- férentes des matériaux classiques de turbine, tels que des alliages de nickel. Par exemple, des CMC ont typiquement une plus faible niasse volumique et sont capables de supporter des températures plus élevées que des métaux tels que des alliages de nickel. Les présents inventeurs ont compris que ces propriétés peuvent être utiles dans certaines zones de la turbine 17, 19, niais d'autres propriétés - telles que la conductivité thermique plus basse des CMC par comparaison avec des alliages de nickel - signifient que leur utilisation n'est pas appropriée dans toutes les zones de la turbine 17, 19. [0210] Par exemple, en fonction du type de moteur (par exemple en termes d'architecture et/ ou de poussée maximale), l'un quelconque ou plusieurs quelconques parmi la première rangée d'aubes de stator 171 (la plus axialement en amont), la première rangée de pales de rotor 172 (la plus axialement en amont), la deuxième rangée d'aubes de stator 173 (la deuxième la plus axialement en amont), la deuxième rangée de pales de rotor 174 (la deuxième la plus axialement en amont) et le premier ou deuxième ensemble de segments d'étanchéité 175, 176 de la turbine haute pression peuvent être fabriqués en utilisant des CMC. Les composants dans la liste ci-dessus qui ne sont pas fabriqués en utilisant des CMC peuvent être fabriqués en utilisant un métal, tel qu'un alliage de nickel. Éventuellement, dans n'importe quel aspect ou agencement décrit et/ou revendiqué ici et indépendamment du nombre d'étages dans la turbine haute pression 17, les pales de rotor de chaque étage dans la turbine haute pression 17 peuvent être entourées par des segments d'étanchéité, et les segments d'étanchéité entourant l'un quelconque ou plusieurs quelconques étages (par exemple tous les étages) peuvent être fabriqués à partir de CMC. [0211] Strictement à titre d'exemple non limitatif, sur l'agencement de la Figure 4, la deuxième rangée d'aubes de stator 173, la deuxième rangée de pales de rotor 174 et le 26 premier ensemble de segments d'étanchéité 175 et le deuxième ensemble de segments d'étanchéité 176 de la turbine haute pression sont fabriqués en utilisant des CMC, alors que la première rangée d'aubes de stator 171 et la première rangée de pales de rotor 172 sont fabriquées en utilisant un alliage de nickel. Dans cet exemple particulier, la température rencontrée par la première rangée d'aubes de stator 171 et la première rangée de pales de rotor 172 peut être môme supérieure à celle qui peut être tolérée par des CMC. Ainsi, pour cet exemple particulier, ceci signifie que la première rangée d'aubes de stator 171 et la première rangée de pales de rotor 172- qui subissent des températures plus élevées que les composants en aval du fait de leur proximité avec la sortie de chambre de combustion 16 - peuvent bénéficier de la conductivité thermique relativement élevée de l'alliage de nickel de façon à être refroidies plus efficacement en utilisant de l'air de refroidissement (pris à partir du compresseur, par exemple) qui peut être fourni à des passages s'étendant à travers les composants. [0212] La masse totale de la turbine haute pression 17 peut inclure les masses des aubes de stator 171, 173, des pales de rotor 172, 174, des segments d'étanchéité 175, 176, des disques de rotor 177, 178, d'un ou plusieurs éléments d'enveloppe radialement internes qui forment la limite de flux interne 220 sur l'étendue axiale de la turbine haute pression 17, et d'un ou plusieurs éléments d'enveloppe radialement externes qui forment la limite de flux externe 230 sur l'étendue axiale de la turbine haute pression 17. [0213] Des CMC peuvent être utilisés dans des parties appropriées de la turbine basse pression 19, bien que dans certains moteurs 10 leur utilisation dans la turbine basse pression 19 puisse ne pas être appropriée, et qu'ainsi ils ne puissent pas être utilisés. Strictement à titre d'exemple non limitatif, sur l'agencement de la Figure 4, la rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator 191 est fabriquée en utilisant un CMC, alors que la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 est fabriquée en utilisant un alliage métallique (tel qu'un alliage de nickel). Dans cet exemple particulier, la température rencontrée par la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 peut ne pas être suffisamment élevée pour retirer un bénéfice de l'utilisation de CMC, bien que l'on aura à l'esprit que dans d'autres moteurs 10 conformément à la présente description, la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 et/ou les segments d'étanchéité associés 193 puisse être fabriquée en utilisant des CMC. En effet, dans certains moteurs, des composants (tels que des aubes, pales et joints) en aval de la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor 192 dans la turbine basse pression 19 peuvent être fabriqués en utilisant des CMC. [0214] N'importe quel composant fabriqué en utilisant des CMC peut également être pourvu d'un revêtement barrière environnementale (EBC). Un tel EBC peut couvrir au moins la surface lavée par les gaz de tels composants. Un tel EBC peut protéger le CMC 27 d'une dégradation environnementale, par exemple une dégradation duc aux effets de la vapeur d'eau. Un tel EBC peut être, par exemple du disilicatc d'ytterbium (Yb2Si207), qui peut être appliqué par n'importe quel procédé approprié, tel qu'une pulvérisation par plasma d'air. [0215] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, les CMC ont une résistance à la température plus élevée que des matériaux classiques, tels que des alliages métalliques. Ceci signifie qu'une utilisation sélective de CMC dans la turbine peut signifier que certains composants qui devraient être refroidis s'ils étaient fabriqués dans un alliage métallique ne doivent pas nécessairement être refroidis parce qu'ils sont fabriqués à partir d'un CMC et/ou certains composants fabriqués en utilisant un CMC exigent moins de refroidissement que s'ils étaient fabriqués à partir d'un alliage métallique. En plus ou en variante, par l'utilisation de CMC il peut être possible d'exposer certains composants à une température plus élevée que ce qui serait autrement possible. [0216] Strictement à titre d'exemple non limitatif, une optimisation de l'utilisation de CMC dans le moteur (par exemple dans un ou plusieurs composants de la turbine 17, 19 tels que décrits ici) peut réduire l'exigence de flux de refroidissement C, cc qui peut résulter en un coeur de moteur plus efficace (parce qu'il y a moins de flux qui contourne la chambre de combustion), ce qui signifie que pour une quantité donnée de puissance de coeur, le débit massique pénétrant dans le coeur peut être réduit et/ou la taille et/ou la niasse de la ou des turbine(s) 17, 19 peuvent être réduits. [0217] Les Figures 1 et 4 montrent schématiquement un appareil de refroidissement de turbine 50. L'appareil de refroidissement de turbine extrait le flux de refroidissement C du compresseur 14, 15. Le flux de refroidissement C contourne la chambre de combustion 16. Le flux de refroidissement C est ensuite distribué à la turbine à haute pression 17 et éventuellement à la turbine basse pression 19. Bien que l'appareil de refroidissement de turbine 50 soit montré sur les Figures 1 et 4 comme extrayant le flux de refroidissement C à partir d'une position spécifique dans le compresseur haute pression 15 et le distribuant à une position spécifique dans la turbine à haute pression 17, on aura à l'esprit que ceci est seulement pour la facilité de représentation schématique, et que le flux de refroidissement C peut être extrait de n'importe quels emplacements appropriés (par exemple de multiples emplacements dans le compresseur haute pression 15 et/ou le compresseur basse pression 14) et distribué à n'importe quels emplacements souhaités (par exemple de multiples emplacements dans la turbine à haute pression 17 et/ou dans la turbine basse pression 19). [0218] Une réduction dans la quantité de flux de refroidissement C est souhaitable, parce que le flux de refroidissement n'est pas brûlé et ainsi la quantité de travail qui peut être extraite de celui-ci est plus basse que pour le flux qui passe à travers la chambre de combustion 16. En référence à la Figure 1, le moteur à turbine à gaz 10 a un rapport de 28 contournement défini comme le débit massique du flux B à travers le conduit de contournement 22 divisé par le débit massique du flux A pénétrant dans le coeur de moteur aux conditions de croisière. À mesure que le rapport de contournement est augmenté-par exemple pour augmenter l'efficacité du moteur - proportionnellement moins de flux A traverse le coeur. Ceci signifie que pour une taille donnée de moteur et/ou pour pouvoir supporter une température d'entrée de turbine donnée, une proportion plus élevée du flux de coeur A peut devoir être utilisée en tant que flux de refroidissement de turbine C. En ce sens, tel qu'elle est utilisée ici, la température d'entrée de turbine (TOI' urh itz) peut être la température maximale de stagnation mesurée à une position 60 dans le trajet d'écoulement de gaz qui est immédiatement en amont de la rangée de pales de rotor la plus axialement en amont 172, c'est-à-dire à ce que l'on appelle un état opérationnel de « ligne rouge » du moteur auquel le moteur est certifié. [0219] Un rapport d'efficacité du refroidissement au contournement peut être défini en tant que rapport du débit massique C du flux de refroidissement de turbine au débit massique B du flux de contournement aux conditions de croisière. En utilisant la connaissance des contraintes et/ou technologies décrites à titre d'exemple ici, le rapport d'efficacité du refroidissement au contournement peut être optimisé afin qu'il soit tel que décrit et/ou revendiqué ici. En plus ou en variante, la masse de la turbine haute pression 17 et/ou de la turbine basse pression 19 peut être optimisée (par exemple, réduite) par rapport à un moteur classique. À son tour, ceci peut réduire la masse de la turbine haute pression 17 et/ou de la turbine basse pression 19 en tant que proportion de la masse globale du moteur à turbine à gaz 10. [0220] En utilisant une connaissance des contraintes et/ou technologies décrites à titre d'exemple ici, la poussée normalisée peut être optimisée. En ce sens, la poussée normalisée est définie comme la poussée nette maximale du moteur 10 au niveau de la mer divisée par la masse totale des turbines 17, 19 dans le moteur 10. L'exemple illustré a une turbine haute pression 17 et une turbine basse pression 19, cependant, on aura à l'esprit que lorsque d'autres turbines sont incluses dans le moteur la masse totale de turbine inclut la masse de toutes les turbines. [0221] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, l'utilisation optimisée de CMC peut résulter en une exigence réduite en matière de flux de refroidissement de turbine. En plus ou en variante, par l'utilisation de CMC il peut être possible d'exposer certains composants à une température plus élevée que ce qui serait autrement possible. Ceci peut résulter en la capacité d'augmenter la température d'entrée de turbine par rapport à des moteurs 10 qui n'incluent pas une utilisation optimisée de CMC. En ce sens, on a trouvé que des températures d'entrée de turbine plus élevées sont souhaitables d'un point de vue de l'efficacité du moteur. 29 [0222] En utilisant une connaissance des contraintes et/ou technologies décrites à titre d'exemple ici, le rapport d'efficacité de refroidissement peut être optimisé. En ce sens, le rapport d'efficacité de refroidissement est défini comme le rapport entre la température d'entrée de turbine (telle que définie ailleurs dans le présent document) et l'exigence de flux de refroidissement. L'exigence de flux de refroidissement peut être définie comme le débit massique du flux de refroidissement de turbine C divisé par le débit massique du flux A pénétrant dans le coeur de moteur aux conditions de croisière. [0223] Une taille de coeur CS peut être définie pour le moteur à turbine à gaz 10 en tant que [Math 5] [0224] 1T0comp _out CS = Wcornpin. PO camp out [0225] où : [0226] Wcomp in est le débit massique (kg/s) à l'entrée du coeur de moteur, c'est-à-dire le débit massique du flux de coeur A mesuré à la position 70 sur la Figure 1 ; [0227] TOcomp out est la température de stagnation (K) à la sortie vers le compresseur, c'est-à-dire à la sortie du compresseur de plus haute pression 15, indiquée par la position 80 sur la Figure 1 ; [0228] POcomp out est la pression de stagnation (Pa) à la sortie vers le compresseur c'est-à-dire à la sortie du compresseur de plus haute pression 15, indiquée par la position 80 sur la Figure 1. [0229] L'utilisation d'une connaissance des contraintes et/ou technologies décrites à titre d'exemple ici peut permettre à un rapport d'efficacité de la poussée au coeur TC et/ou à un rapport d'efficacité de la soufflante au coeur FC d'être optimisé afin de se trouver dans les plages décrites et/ou revendiquées ici, où le rapport d'efficacité de la poussée au coeur TC et le rapport d'efficacité de la soufflante au coeur FC sont tels que définis ci-dessous (avec TOlurb in étant la température d'entrée de turbine à la position 60 montrée sur la Figure 4, comme décrit précédemment). [0230] [Math.6] TOturb_tn TC (Poussée nette max au niveau de la mer).'i cs 102311 IMath.71 FC = (Diamètre de soufflante). VTOturbin cs [0232] On aura à l'esprit que la connaissance et/ou la technologie décrites et/ou revendiquées ici résultent en un moteur à turbine à gaz 10 particulièrement efficace. Par exemple, la connaissance et/ou la technologie décrites et/ou revendiquées ici peuvent fournir un moteur à turbine à gaz 10 particulièrement efficace dans lequel une soufflante 23 qui est entraînée par un réducteur 30 est complétée par un coeur de moteur optimisé. [0233] Tl sera entendu que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci- dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s'écarter des concepts décrits ici. Sauf en cas d'exclusivité mutuelle, n'importe lequel des caractéristiques et aspects peut être employé séparément ou en combinaison avec n'importe quelles autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une REVENDICATIONS1. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un coeur de moteur (11) comprenant : une première turbine (19), un premier compresseur (14) et un premier arbre de coeur (26) reliant la première turbine au premier compresseur ; une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15) et un deuxième arbre de coeur (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur ; le moteur à turbine à gaz comprenant en outre : une soufflante (23) comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis le premier arbre de coeur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que le premier arbre de coeur, dans lequel : la masse totale de la turbine est dans la plage allant de 7 % à 17 % de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la masse totale de la turbine n'est pas supérieure à 15 %, et est éventuellement dans la plage allant de 8 % à 15 %, de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz. Moteur à turbine à gaz pour un aéronef selon la réclamation l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la masse de la deuxième turbine n'est pas supérieure à 8 %, et éventuellement dans la plage allant de 4 % et 8 %, de la masse sèche totale du moteur à turbine à gaz. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : la deuxième turbine comprend au moins un composant composite à matrice céramique. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 4, dans lequel la masse de composite à matrice céramique dans la deuxième turbine est dans la plage allant de 2 % à 15 % de la masse totale de la deuxième turbine, et éventuellement dans la plage allant de 4 % à 10 % de la masse totale de la deuxième turbine. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef selon la revendication 4 ou 32 [Revendication 7] [Revendication 8] [Revendication 9] [Revendication 10] [Revendication 11] [Revendication 12] la revendication 5, dans lequel : la première turbine comprend au moins un composant composite à matrice céramique ; et, éventuellement, la masse de composite à matrice céramique dans les première et deuxième turbines est dans la plage allant de 1 % à 15 %, éventuellement 2 % à 12 %, de la masse totale des première et deuxième turbines. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : la turbine comprend au moins une rangée d'aubes de stator (171) ; et la rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator (171) est métallique ou un composite à matrice céramique. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : la turbine comprend au moins une rangée de pales de rotor (172) ; et la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor (172) est métallique ou un composite à matrice céramique. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : la turbine comprend au moins une rangée de pales de rotor (172), la rangée la plus axialement en amont de pales de rotor étant entourée radialement par des segments d'étanchéité (175) ; et les segments d'étanchéité comprennent un composite à matrice céramique. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : la turbine comprend au moins deux rangées d'aubes de stator (171, 173) ; et la deuxième rangée la plus axialement en amont d'aubes de stator (173) comprend un composite à matrice céramique. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, clans lequel : la turbine comprend au moins deux rangées de pales de rotor (174) ; et la deuxième rangée la plus axialement en amont de pales de rotor (174) comprend un composite à matrice céramique. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef selon la revendication 11, dans lequel : la deuxième rangée la plus axialement en amont de pales de rotor est ra-