Brevet FR3096407A1 — publié le 20201127

Description Titre de l'invention : Moteur turbine à gaz [0001] La présente description concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. [0002] Les moteurs à turbine à gaz à double flux pour la propulsion des aéronefs présentent de nombreux facteurs de conception qui affectent le rendement global et la sortie de puissance ou poussée. Pour permettre une poussée plus élevée tout en maintenant le rendement, une soufflante de plus grand diamètre peut être utilisée. Lorsque le diamètre de la soufflante est augmenté, toutefois, la vitesse inférieure requise de la soufflante tend à rentrer en conflit avec les besoins du composant de turbine auquel l'arbre central est relié, typiquement une turbine basse pression. Une combinaison plus optimale peut être réalisée en incluant une boîte d'engrenages entre la soufflante et l'arbre central, ce qui permet à la soufflante de fonctionner à une vitesse de rotation réduite, et permet donc une soufflante de plus grande taille, tout en maintenant une vitesse de rotation élevée pour la turbine basse pression, permettant de réduire le diamètre global de la turbine. [0003] Un rendement de propulsion élevé pour un moteur à turbine à gaz à engrenages est obtenu grâce à un débit massique élevé à travers le moteur. Ceci peut être réalisé en partie en augmentant le rapport de dérivation du moteur, qui est le rapport entre le débit massique du flux de dérivation et le débit massique entrant dans le noyau central. Pour atteindre un rapport de dérivation élevé avec une soufflante plus grande tout en maintenant un rapport d'engrenage et une vitesse de soufflante optimum, la taille du noyau central, en particulier la turbine basse pression, peut nécessiter d'être augmentée, ce qui rendrait une intégration d'un réacteur à double flux plus important sous une aile d'aéronef plus difficile. Un problème général devant être résolu consiste donc à trouver comment atteindre un rendement de propulsion élevé pour un moteur à turbine à gaz à engrenages plus important tout en permettant l'intégration du moteur dans un aéronef. [0004] Un objectif général des moteurs à turbine à gaz à engrenages en particulier, à mesure que la soufflante augmente en diamètre, est de pouvoir concevoir le moteur avec un rendement de propulsion élevé, et de ce fait une faible combustion spécifique de carburant, ainsi que d'intégrer efficacement le moteur dans un aéronef avec une pénalité d'installation minimale, c'est-à-dire avec des modifications minimales nécessaires à la conception globale dc l'aéronef. [0005] Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : [0006] un noyau central comprenant une turbine, un compresseur,et un arbre central reliant la turbine au compresseur ; [0007] une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une 2 pluralité d'aubes de soufflante ; et [0008] une nacelle entourant le noyau central et définissant un conduit de dérivation et une tuyère d'échappement de dérivation, [0009] dans lequel le moteur à turbine à gaz est configure de telle sorte qu'un premier rapport de vitesse entre une vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la turbine et une vitesse axiale de flux d'échappement en expansion totale à partir de la tuyère d'échappement de dérivation est supérieur à environ 0,655 dans des conditions de poussée maximale au décollage. [0010] Des conditions de poussée maximale au décollage (MTO) peuvent être définies comme un fonctionnement du moteur dans des conditions de pression et de température au niveau de la mer de l'atmosphère type internationale (ISA) +15 °C à la poussée maximale au décollage en bout de piste, qui est typiquement définie à une vitesse d'aéronef d'environ 0,25 Mn, ou entre environ 0,24 et 0,27 Mn. Les conditions de poussée maximale au décollage pour le moteur peuvent pour cette raison être définies comme un fonctionnement du moteur à une poussée maximale au décollage pour le moteur à la pression et à la température ISA au niveau de la nier +15 °C avec une vitesse d'entrée de soufflante de 0,25 Mn. [0011] Un moteur à turbine à gaz selon l'invention permet une aire réduite d'échappement de turbine grâce à l'utilisation d'une vitesse de sortie plus élevée, ce qui permet à la turbine d'être mise en oeuvre à une vitesse de rotation plus élevée et de cc fait avec un diamètre global réduit. Ceci permet à son tour un rapport de dérivation élevé et un rendement de propulsion élevé, permettant à un moteur avec une soufflante de plus grand diamètre d'être intégré sur l'aéronef avec une pénalité d'installation minimale. [0012] Le premier rapport de vitesse peut, dans certains exemples, être supérieur à environ 0,69 dans des conditions de poussée maximale au décollage. [0013] Le moteur peut être en outre configuré de telle sorte qu'un deuxième rapport de vitesse entre la vitesse axiale de flux d'échappement en expansion totale à partir de la tuyère d'échappement de dérivation dans des conditions de poussée maximale au décollage et dans des conditions de croisière est inférieur à environ 0,82, et éventuellement supérieur à environ 0,7. Une vitesse de sortie relativement basse à partir de la tuyère froide du moteur au décollage tend à améliorer le rendement de propulsion. La même tuyère froide peut avoir un grand changement de vitesse de sortie entre les conditions de décollage et de croisière sans nécessiter de tuyère à ouverture variable. [0014] Un premier rapport de dérivation du moteur dans des conditions de poussée maximale au décollage divisé par un deuxième rapport de dérivation du moteur dans des conditions de croisière peut être inférieur à environ 0,82. [0015] Une première poussée spécifique du moteur dans les conditions maximales divisée par une deuxième poussée spécifique dans des conditions de croisière peut être in- 3 férieure à environ 0,82. [0016] Le premier rapport de vitesse peut être inférieur à environ 1,1 ou 1,0. [0017] Un rapport de dérivation du moteur peut être supérieur à environ 10 aux conditions de croisière, par exemple entre environ 10 et environ 20 aux conditions de croisière. [0018] Le moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée de l'arbre central 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 central. D'autres caractéristiques facultatives se rapportant à la boîte d'engrenages sont décrites ci-dessous. Dans un tel agencement, où la turbine est une première turbine, le compresseur un premier compresseur, et l'arbre central un premier arbre central, le noyau central peut en outre comprendre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre central reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre central étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central. [0019] Selon un deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : [0020] un noyau central comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central reliant la turbine au compresseur ; [0021] une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et [0022] une nacelle entourant le noyau central et définissant un conduit de dérivation et une tuyère d'échappement de dérivation, [0023] dans lequel le procédé comprend un fonctionnement du moteur à turbine à gaz aux conditions de poussée maximale au décollage de telle sorte qu'un premier rapport de vitesse entre une vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la turbine et une vitesse axiale de flux d'échappement en expansion totale à partir de la tuyère d'échappement de dérivation est supérieur à environ 0,655. [0024] Les caractéristiques facultatives et avantageuses décrites ci-dessus en relation avec le premier aspect peuvent être appliquées également au procédé selon le deuxième aspect. [0025] Les conditions de croisière peuvent être définies comme un nombre de Mach vers l'avant compris entre 0,7 et 0,9 à une altitude comprise entre 10 000 m et 15 000 m. D'autres conditions telles que la température et la pression sont largement dépendantes de l'altitude. [0026] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la présente description peut se rapporter à un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau central comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur et un arbre central reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante) située en amont du noyau central. [0027] Des agencements de la présente description peuvent être particulièrement, bien que pas exclusivement, avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par l'intermédiaire d'une boîte d'engrenages. Ainsi, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée de l'arbre central 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 central. L'entrée vers la boîte d'engrenages peut être directement à partir de l'arbre central, ou indirectement à partir de l'arbre central, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droit. L'arbre central 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). [0028] La boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages épicycloïdale comprenant une roue solaire d'entrée reliée à l'arbre central, une pluralité de satellites reliés par un bras porteur et une couronne externe, la soufflante étant reliée au bras porteur. Cet agencement, connu sous le nom d'agencement planétaire est préféré pour des rapports d'engrenage plus élevés, alors qu'un agencement en étoile alternatif tend à être préféré pour des rapports d'engrenage plus bas, c'est-à-dire environ 3,4 et inférieurs. Un rapport d'engrenage plus élevé permet une turbine avec une vitesse de rotation opérationnelle plus élevée, laquelle peut pour cette raison être maintenue plus petite en diamètre. [0029] 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 tout nombre souhaité d'arbres reliant les turbines et les compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre central peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre central peut être un premier compresseur, et l'arbre central peut être un premier arbre central. Le noyau central peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre central reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central. [0030] Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné de façon axiale en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple directement recevoir, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux du premier compresseur. [0031] La boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée pal- l'arbre central qui est configuré pour tourner (par exemple en utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre central dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée uniquement par l'arbre central qui est configure pour tourner (par exemple en utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement le premier arbre central, et non le deuxième arbre central, dans l'exemple ci-dessus). Selon une autre possibilité, la boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. [0032] La boîte d'engrenages est une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre central). N'importe quel type de boîte d'engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « planétaire » ou « en étoile », telle que décrite plus en détail ailleurs dans la présente description. La boîte d'engrenages 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 supérieure à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4,2, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être par exemple compris entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Un rapport d'engrenage plus élevé peut être plus approprié pour des boîtes d'engrenages de style « planétaire ». Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. [0033] Dans tout 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 compresseurs. Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval (par exemple en sortie) du deuxième compresseur, où un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux en sortie de la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, où une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. [0034] Le ou les compresseurs (par exemple le premier compresseur et le deuxième com- presseur tels que décrits ci-dessus) peuvent comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple plusieurs étages. Chaque étage peut comporter une rangée d'aubes 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 d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être décalées axialement l'une de l'autre. [0035] La ou les turbines (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple plusieurs étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator. La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être décalées axialement l'une de l'autre. [0036] Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une étendue radiale 6 s'étendant depuis un pied (ou moyeu) au niveau d'un emplacement lavé au gaz radialement interne, ou position d'étendue de 0 %, jusqu'à une pointe à une position d'étendue de 100%. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 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 l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ces rapports peuvent être couramment désignés par le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent aussi être mesurés au niveau de la partie du bord d'attaque (ou la plus en avant axialement) de l'aube. Le rapport du moyeu à la pointe se réfère, bien entendu, à la partie lavée au gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de toute plateforme. [0037] Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur et la pointe d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement le double du rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) : 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces). 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces). 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 (environ 150 pouces) cm ou 390 cm (environ 155 pouces). Le diamètre de soufflante peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0038] La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est inférieure pour les soufflantes avec un diamètre élevé. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieure à 2 500 tr/min. par exemple inférieure à 2 300 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 1 700 tr/min à 2 500 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1 800 tr/min à 2 300 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1 900 tr/min à 2 100 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 7 1 200 tr/min à 2 000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1 300 tr/min à 1 800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1 400 tr/min à 1 600 tr/min. [0039] Lors de l'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation entraîne le mouvement de la pointe de l'aube de soufflante à une vitesse U. Lc travail effectué par les aubes de soufflante 13 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie telle que dH/Upoi',e2, où dH est l'augmentation de l'enthalpie (par exemple l'augmentation de l'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de la pointe (qui peut être défini comme un rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 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 en Jkg-,1( 1/(ms 1)2). La charge de pointe de soufflante être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0040] Les moteurs à turbine à gaz selon la présente description peuvent avoir tout rapport de dérivation désiré, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de dérivation au débit massique du flux à travers le noyau dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le rapport de dérivation peut être supérieur à (ou de l'ordre (le) l'une quelconque des valeurs suivantes : 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l'extérieur du réacteur. La surface radialement externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. [0041] 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 totale en amont de la soufflante à la pression totale au niveau de 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 déciit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 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 de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). 8 [0042] 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. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 110 Nkg-is, 105 Nkgis, 100 Nkg-1s, 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 de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ces moteurs peuvent être particulièrement efficaces en comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. [0043] Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. À titre d'exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs 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 dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de 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, température 30 deg C), avec le moteur statique. [0044] En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, dite TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. En conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. La TET en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750K, 1 800K, 1 850K, 1 900K, 1 950 K ou 2 000K. La TET maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (MTO). [0045] Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de tout matériau approprié ou de toute combinaison de matériaux ap- 9 propriée. Par exemple, au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou de profil peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un matériau composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel que de la fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire, au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil 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 d'aluminium et de lithium) ou un matériau à base d'acier. Les aubes de soufflante peuvent comprendre au moins deux régions fabriquées à l'aide de matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué à l'aide d'un matériau plus apte à résister aux chocs (par exemple d'oiseaux, de glace ou d'autres matières) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué à l'aide de titane ou d'un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d'aluminium (tel qu'un alliage d'aluminium et de lithium) avec un bord d'attaque en titane. [0046] Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être fixées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre une fixation qui peut venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu (ou le disque). Strictement à titre d'exemple, une telle fixation peut se présenter sous la forme d'une queue d'aronde pouvant se glisser dans et/ou venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu/disque pour fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées d'un seul tenant avec 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 aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être fixée au moyeu/disque par soudage, tel qu'un soudage par friction linéaire. [0047] Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être pourvus ou non d'une buse à section variable (VAN). Une telle buse à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de dérivation en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer aux moteurs avec ou sans VAN. [0048] La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. [0049] Tel qu'il est utilisé ici, le terme conditions de croisière a une signification classique et sera aisément compris par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtra immédiatement que les conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière dune mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie « mission économique ») d'un aéronef sur lequel le moteur à turbine à gaz est destiné à être installé. À cet égard, le terme mi-croisière désigne le point dans un cycle de vol d'aéronef auquel 50 % du carburant total brûlé entre la fin de montée et le début de descente a été brûlé (ce qui peut correspondre approximativement au point milieu, en termes de temps et/ou de distance, entre la fin de montée et le début de descente. Les conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assure un fonctionnement en régime continu (c'est-à-dire maintenant une altitude constante et un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef sur lequel il est destiné à être installé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis dans cet aéronef. Par exemple, lorsqu'un moteur est conçu pour être installé sur un aéronef comportant deux moteurs du même type, en conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime continu de cet aéronef à mi-croisière. [0050] En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies comme le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir, en combinaison avec tout autre moteur de l'aéronef, un fonctionnement en régime continu de l'aéronef sur lequel il est destiné à être installé à un nombre de Mach donné à mi-croisière) dans des conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l'altitude de mi-croisière). Pour tout moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée de mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur dans des conditions de croisière est clairement défini. [0051] À titre d'exemple uniquement, la vitesse vers l'avant dans des conditions de croisière peut être n'importe quel point dans la plage de Mach 0,7 à 0,9, par exemple de 0,75 à 0,85, par exemple de 0,76 à 0,84, par exemple de 0,77 à 0,83, par exemple de 0,78 à 0,82, par exemple de 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 de 0,8 à 0,85. Toute vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie des conditions de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être extérieures à ces plages, par exemple inférieures à Mach 0,7 ou supérieures à Mach 0,9. [0052] À titre d'exemple uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une 11 altitude dans la plage de 10 000 m à 15 000 ni, par exemple dans la plage de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage de 10 400 ni à 11 600 m (environ 38 000 ft), par exemple dans la plage de 10 500 ni à 11 500 m, par exemple dans la plage de 10 600 m à 11 400 ni, par exemple dans la plage de 10 700 ni (environ 35 000 ft) à 11 300 m, par exemple dans la plage de 10 800 ni à 11 200 m, par exemple dans la plage de 10 900 m à 11 100 ni, par exemple de l'ordre de 11 000 ni. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. [0053] À titre d'exemple uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requise connu (par exemple une valeur dans la plage de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach de 0,8 et des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 ft (11 582 m). À titre d'exemple supplémentaire uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requise connu (par exemple une valeur dans la plage de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach de 0,85 et des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 ft (10 668 ni). [0054] En utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner dans les conditions de croisière définies ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions de mi-croisière) d'un aéronef sur lequel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté pour assurer une poussée propulsive. [0055] Selon un aspect, il est fourni un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef sur lequel le moteur à turbine à gaz est destiné à être installé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document, et/ou les conditions de poussée maximale au décollage se rapportent aux conditions de poussée maximale au décollage de l'aéronef. [0056] Selon un aspect, il est fourni 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 et/ou à la poussée maximale au décollage de l'aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document. [0057] L'homme du métier comprendra que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à 12 toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. [0058] Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, avec des références aux Figures, dans lesquelles : [0059] [fig.1] est une vue en coupe latérale d'un moteur à turbine à gaz ; [0060] [fig.2] est une vue en coupe latérale rapprochée d'une partie en amont d'un moteur à turbine à gaz ; [0061] [fig.3] est une vue partiellement coupée d'une boîte d'engrenages pour un moteur à turbine à gaz ; [0062] [fig.4] est un dessin schématique d'un aéronef ayant un moteur à turbine à gaz monté sur celui-ci ; [0063] [fig.5] est un dessin schématique illustrant le concept d'une vitesse de jet en expansion totale ; et [0064] [fig.6] est un exemple de tracé montrant la relation entre le nombre de Mach au niveau de la tuyère d'échappement de dérivation et le rapport de pression de tuyère de dérivation. [0065] La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation 9. Le moteur 10 comprend une entrée d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air principal A et un flux d'air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le flux d'air A. Le noyau central 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement centrale 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d'échappement de dérivation 18. Le flux d'air de dérivation B s'écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à et entraînée par la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'une boîte d'engrenages épicycloïdale 30. [0066] En utilisation, le flux d'air central A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire se produit. 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 ainsi les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une poussée propulsive. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 au moyen d'un arbre d'interconnexion 27 approprié. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée propulsive. La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est une boîte de réduction. [0067] Un agencement exemplaire pour un moteur à turbine à gaz 10 est illustré dans la 13 Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou un engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenages épi-cycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de la roue solaire 28 et s'engrenant avec celle-ci se trouve une pluralité de satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 contraint les satellites 32 à tourner autour de la roue solaire 28 en synchronicité tout en permettant à chaque 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 pour entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialcment vers l'extérieur des satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci se trouve un anneau ou une couronne planétaire 38 qui est couplée, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support fixe 24. [0068] TI est à noter que les ternies « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » peuvent être utilisés pour désigner les étages de turbine de pression minimale et les étages de compresseur de pression minimale (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur reliés entre eux par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus faible dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de boîte d'engrenages qui entraîne la soufflante 23). Dans certains documents, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » désignés dans la présente description peuvent alternativement être appelés « turbine de pression intermédiaire » et « compresseur de pression intermédiaire ». Dans le cas où une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être appelée premier étage de compression, ou étage de compression de pression minimale. [0069] La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est représentée à titre d'exemple plus en détail dans la Figure 3. Chacun de la roue solaire 28, des satellites 32 et de la couronne 38 comprend des dents autour de leur périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages Cependant, pour des raisons de clarté, seules des parties exemplaires des dents sont illustrées dans la Figure 3. Quatre satellites 32 sont illustrés, mais le lecteur compétent dans la technique comprendra que les satellites 32 peuvent être fournis en plus ou moins grand nombre dans le domaine d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'une boîte d'engrenages épicycloïdale planétaire 30 comprennent généralement au moins trois satellites 32. [0070] La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 illustrée à titre d'exemple dans les Figures 2 et 3 est de type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, la couronne 38 étant fixe. Toutefois, tout autre type de boîte d'engrenages épicycloïdale 30 approprié peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages épicycloïdale 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la 14 couronne (ou anneau) 38 pouvant tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne 38. À titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages 30 peut être une boîte d'engrenages différentielle dans laquelle la couronne 38 et le porte-satellites 34 peuvent tous les deux tourner. [0071] On comprend que l'agencement illustré dans les Figures 2 et 3 est fourni à titre d'exemple uniquement, et diverses alternatives sont dans le domaine d'application de la présente description. À titre d'exemple uniquement, tout agencement approprié peut être utilisé pour placer la boîte d'engrenages 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier la boîte d'engrenages 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les liaisons (telles que les liaisons 36,40 dans l'exemple de la Figure 2) entre la boîte d'engrenages 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 toute raideur ou souplesse souhaitée. À titre d'exemple supplémentaire, tout agencement adapté des paliers entre des parties rotatives et fixes du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie de la boîte d'engrenages et les structures fixes, comme le carter de boîte d'engrenages) peut être utilisé, et l'invention n'est pas limitée à l'exemple d'agencement de la Figure 2. Par exemple, lorsque la boîte d'engrenages 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendra aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et les emplacements des paliers sont typiquement différents de ceux représentés à titre d'exemple dans la Figure 2. [0072] En conséquence, la présente invention s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant tout agencement de styles de boîte d'engrenages (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbre d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. [0073] Facultativement, la boîte d'engrenages peut entraîner des composants supplé- mentaires et/ou alternatifs (par exemple, le compresseur de pression intermédiaire et/ ou un précompresseur). [0074] D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels peut s'appliquer la présente description peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre alternatif d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz illustré dans la Figure 1 a une tuyère de flux divisé 18, 20, c'est-à-dire que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est séparée vers et radialement à l'extérieur de la tuyère du réacteur 20. Toutefois, cela n'est pas limitatif, et tout aspect de l'invention peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux dans le conduit de dérivation 22 et le flux dans le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être appelée tuyère de flux mélangé. L'une des tuyères ou les deux tuyères (de flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une surface fixe ou variable. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la description peut, dans certains cas, 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. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre de boîte d'engrenages 30. [0075] La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et de ses composants, est définie par un système axial classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l'axe de rotation 9), une direction radiale (du bas vers le haut dans 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 perpendiculaires entre elles. [0076] En référence également la Figure 1, \Tc est la vitesse axiale de flux d'échappement (ou vitesse de tuyère froide) à partir de la turbine et VB est la vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la tuyère d'échappement de dérivation 18. Dans l'un et l'autre des cas, la vitesse de flux est la vitesse de jet en expansion totale, c'est-à-dire la vitesse de jet axiale au niveau du point où le jet d'échappement s'est expansé à la pression ambiante. [0077] Un rapport entre la vitesse de tuyère froide en expansion totale Vc. entre les conditions de poussée maximale au décollage et les conditions de croisière peut être inférieur à 0,82. Ce rapport peut également s'appliquer au rapport de dérivation ou à la poussée spécifique du moteur dans les mêmes conditions. [0078] La Figure 4 illustre un exemple d'aéronef 40 ayant un moteur à turbine à gaz 10 fixé à chaque aile 41a, 41b de celui-ci. Lorsque l'aéronef vole dans les conditions de croisière, telles que définies ici, chaque moteur à turbine à gaz 10 fonctionne de telle sorte qu'un premier rapport de vitesse entre une vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la turbine et une vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la tuyère d'échappement de dérivation est supérieur à environ 0,755. [0079] La Figure 5 illustre un exemple de tuyère d'échappement 50 d'un moteur à turbine à gaz. La pression Pj en sortie ou au niveau de la gorge 51 de la tuyère d'échappement 50 est supérieure à la pression ambiante Pa autour du moteur. À une certaine distance de la sortie de tuyère 51, la pression de jet est égale à la pression ambiante, soit Pj=Pa. La vitesse de jet en expansion totale est définie comme la vitesse de jet 52 à ce point, soit la vitesse de jet le long de l'axe du moteur à une distance minimale de la tuyère d'échappement où la pression est égale à la pression ambiante. [0080] La Figure 6 est un exemple de tracé montrant la relation entre le nombre de Mach au niveau de la tuyère d'échappement de dérivation 18 (voir Figure 1) et le rapport de pression de tuyère de dérivation, soit le rapport entre la pression totale au niveau de la tuyère d'échappement de dérivation et la pression ambiante. À mesure que le rapport de 16 pression de tuyère de dérivation augmente, l'augmentation du nombre de Mach de tuyère de dérivation atteint une valeur asymptotique de la vitesse du son, c'est-à-dire Mach 1, compris d'une manière classique comme la tuyère « s'étranglant » à des rapports de pression de tuyère de dérivation plus élevés. Avec le moteur, par exemple un moteur à engrenages, un fonctionnement dans des conditions de croisière de la tuyère de dérivation peut être étranglé, par exemple un fonctionnement à un rapport de pression d'environ 2,2. Dans des conditions de décollage, cependant, la tuyère peut être désétrangléc, par exemple avec un nombre de Mach d'environ 0,8. Dans de telles conditions, l'exploitabilité de la soufflante devient plus problématique parce que la soufflante doit fonctionner à un rapport de pression de tuyère plus bas pour un flux donné. Le fait d'avoir un nombre de Mach plus bas au niveau du pied de soufflante, c'est-à-dire la partie de la soufflante qui entraîne l'air entrant dans l'entrée ESS 29 (voir Figure 1), permet à la soufflante de fonctionner efficacement à de tels faibles nombres de Mach de tuyère de sortie aux conditions de décollage. [0081] Des paramètres qui peuvent être ajustés pour obtenir un rapport de vitesse au sein de la plage requise peuvent inclure de sortie d'aube de soufflante (en particulier au niveau du pied de soufflante) et l'aire d'entrée ESS. [0082] Le tableau suivant illustre des exemples de paramètres pour deux exemples de moteur, l'exemple 1 étant pour un moteur de puissance relativement faible, ou inférieure et l'exemple 2 pour un moteur de puissance relativement importante, ou supérieure. Un petit moteur peut, par exemple, avoir un diamètre de soufflante compris entre environ 200 et 280 cm et/ou une poussée nette maximale comprise entre environ 160 et 250 kN ou telle que définie ailleurs dans le présent document. Un grand moteur peut, par exemple, avoir un diamètre de soufflante compris entre environ 310 et 380 cm et/ou une poussée nette maximale comprise entre environ 310 et 450 kN ou telle que définie ailleurs dans le présent document. [0083] 17 [Tableaux 1] Paramètre Exemple 1 (petit moteur) Exemple 2 (grand moteur) Diamètre de soufflante (cm) 215 320 Pression totale de sortie LPT au flux maximal (kPa) 130 130 Débit massique de sortie LPT maximal (k gis) 50 100 Aire filiale de rotor LPT (m2) 0,38 ou moins, par exemple 0,25 à 0,38 0,75 ou moins, par exemple 0,5 à 0,75 Pression totale d'entrée ESS au flux maximal (kPa) 140 140 Débit massique d'entrée ESS (kg/s) 50 100 Aire de rotor d'entrée ESS (m2) 0,275 ou plus, par exemple 0,27 à 0,3 0,55 ou plus, par exemple 0,55 à 0,6 100841 Les paramètres ci-dessus se rapportant à la pression totale de sortie LPT au flux maximal, le débit massique de sortie LPT maximal et l'aire finale de rotor LPT déterminent ensemble la vitesse de flux de sortie du LPT, c'est-à-dire la vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la turbine. La pression totale d'entrée ESS au flux maximal, le débit massique maximal d'entrée ESS et l'aire de rotor d'entrée ESS déterminent ensemble la vitesse au niveau de l'entrée du noyau central. La vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la tuyère d'échappement de dérivation peut être déterminée, au moins en partie, par l'aire de la sortie de tuyère d'échappement de dérivation. [0085] Pour réduire le nombre de Mach d'entrée, le rayon moyen d'entrée ESS peut être augmenté, ce qui peut être fait tout en conservant une étendue d'entrée ESS donnée. Un avantage supplémentaire de ceci est la création d'un espace supplémentaire pour une boîte d'engrenages. Selon une autre possibilité, ou en plus, la conception aérodynamique de soufflante peut être ajustée pour réduire le rapport de pression de pied de soufflante, cc qui a l'avantage d'améliorer l'exploitabilité de la soufflante. Le pied de soufflante peut être défini comme une partie de la soufflante qui entraîne l'air entrant dans l'entrée ESS. [0086] On comprendra que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci- dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans sortir des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être 18 employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou plusieurs caractéristiques décrites ici. 19 [Revendication 1] [Revendication 2] [Revendication 3] [Revendication 4] REVENDICATIONSMoteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre central (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et une nacelle (21) entourant le noyau central (11) et définissant un conduit de dérivation (22) et une tuyère d'échappement de dérivation (18), dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est configure de telle sorte qu'un premier rapport de vitesse entre une vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la turbine (19) et une vitesse axiale de flux d'échappement en expansion totale à partir de la tuyère d'échappement de dérivation (18) est supérieur à environ 0,655 dans des conditions de poussée maximale au décollage. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 comprenant une boîte d'engrenages (30) qui reçoit une entrée de l'arbre central (26) 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 central, dans lequel, éventuellement, le rapport d'engrenage est dans la plage allant de 3,1 à 4,2, éventuellement 3,2 à 3,8. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, dans lequel : la turbine est une première turbine (19), le compresseur est un premier compresseur (14), et l'arbre central est un premier arbre central (26) ; le noyau central comprend en outre une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre central (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur ; et la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central. Procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10) sur un aéronef (40), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre central (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et une nacelle (21) entourant le noyau central (11) et définissant un conduit de dérivation (22) et une tuyère d'échappement de dérivation (18), 20 [Revendication 5] [Revendication 6] [Revendication 7] [Revendication 8] [Revendication 9] dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) dans des conditions de poussée maximale au décollage de telle sorte qu'un premier rapport de vitesse entre une vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la turbine (19) et une vitesse axiale de flux d'échappement en expansion totale à partir de la tuyère d'échappement de dérivation (18) est supérieur à environ 0,655. Procédé selon l'un quelconque parmi la revendication 4, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend une boîte d'engrenages (30) qui reçoit une entrée de l'arbre central (26) 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 central, dans lequel, éventuellement, le rapport d'engrenage est dans la plage allant de 3,1 à 4,2, éventuellement 3,2 à 3,8. Procédé selon la revendication 5, dans lequel : la turbine est une première turbine (19), le compresseur est un premier compresseur (14), et l'arbre central est un premier arbre central (26) ; le noyau central comprend en outre une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre central (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur ; et la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central tournent à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, ou procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, dans lequel, dans des conditions de poussée maximale au décollage, le premier rapport de vitesse est supérieur à environ 0.69 et/ou inférieur à environ 1,1, éventuellement inférieur à environ 1.0. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 ou la revendication 7 lorsqu'elle dépend de celles-ci, ou procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6 ou la revendication 7 lorsqu'elle dépend de celles-ci, dans lequel, un deuxième rapport de vitesse entre la vitesse axiale de flux d'échappement en expansion totale à partir de la tuyère d'échappement de dérivation dans des conditions de poussée maximale au décollage et dans des conditions de croisière est inférieur à environ 0,82, et éventuellement supérieur à environ 0.7. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 ou l'une quelconque revendication dépendant de celles-ci, ou procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6 ou l'une 21 [Revendication 10] quelconque revendication dépendant de celles-ci, dans lequel un rapport de dérivation du moteur est dans la plage allant de 10 à 20 aux conditions de croisière, éventuellement dans la plage allant de 13 à 18. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 ou l'une quelconque revendication dépendant de celles-ci, ou procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6 ou l'une quelconque revendication dépendant de celles-ci, dans lequel des conditions de poussée maximale au décollage sont définies en tant que fonctionnement du moteur à une poussée maximale au décollage à la pression et à la température ISA au niveau dc la mer +15 °C avec une vitesse d'entrée de soufflante de 0,25 Mn.