Brevet FR3100579A1 — publié le 20210312

L'invention concerne un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef dans lequel un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement (18) aux conditions de croisière. Un rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29. L'invention concerne également un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef. Figure 4A MOTEUR À TURBINE À GAZ La présente invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef et un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef. Les moteurs à turbine à gaz pour la propulsion des aéronefs présentent de nombreux facteurs de conception qui affectent le rendement global et la sortie de puissance ou poussée. Un but général d'un moteur à turbine à gaz est de fournir une poussée avec une faible consommation spécifique de carburant (SFC). Afin de réduire la SFC en conditions de croisière, tant les rendements thermiques que propulsif du moteur doivent être augmentés. Pour permettre une poussée plus élevée avec un rendement élevé, une soufflante de plus grand diamètre peut être utilisée. Cependant, lors de la conception d'un moteur plus grand, on a trouvé qu'une simple augmentation de la taille des composants d'un type de moteur connu ne peut pas fournir une augmentation correspondante de la puissance/poussée et/ou du rendement, par exemple en raison des différences de transfert thermique dans le plus grand moteur. Une reconception des paramètres et des conditions de fonctionnement du moteur peut donc être appropriée pour obtenir un moteur ayant une SFC faible. Selon un premier aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines, un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs, et un arbre de cœur reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une pression de sortie de compresseur est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur comprend en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement, dans lequel des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux de cœur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord arrière, chaque aube de soufflante ayant une partie radialement interne se trouvant au sein du tube de courant qui contient le flux de cœur, et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière ; et une nacelle entourant le cœur de moteur, la nacelle définissant le conduit de contournement et une tuyère d'échappement de contournement : un rapport de pression global est défini comme la pression de sortie de compresseur divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante, un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, et un rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29. Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines, un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs, et un arbre de cœur reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une pression de sortie de compresseur est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur ayant un rayon de cœur défini entre la ligne médiane du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord arrière, dans lequel une partie radialement interne de chaque aube de soufflante est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne médiane du moteur inférieure au rayon de cœur, et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière ; et une nacelle entourant le cœur de moteur, la nacelle définissant le conduit de contournement et une tuyère d'échappement de contournement, dans lequel : un rapport de pression global est défini comme la pression de sortie de compresseur divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante, un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, et un rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29. Le moteur à turbine à gaz des premier et deuxième aspects fournit une consommation spécifique de carburant de poussée diminuée aux conditions de croisière. Afin de diminuer la SFC en croisière (c'est-à-dire augmenter le rendement global de moteur pour une consommation réduite de carburant) tant les rendements thermique que propulsif du moteur doivent être augmentés. Un rendement de propulsion élevé peut être obtenu en ayant une faible poussée spécifique qui entraîne un faible rapport de pression de tuyère de contournement, alors qu'un rendement thermique élevé peut être obtenu en ayant un rapport de pression global élevé. Les inventeurs ont trouvé qu'en configurant un moteur à turbine à gaz de telle sorte que le rapport de pression combiné défini ci-dessus se trouve dans la plage ci-dessus une diminution souhaitée de la SFC en croisière peut être fournie. On a trouvé qu'une diminution du rapport combiné en dessous de cette plage ne fournit pas de bénéfice significatif de consommation de carburant, car le rendement thermique du cœur sera faible du fait d'un faible rapport de pression global et le rendement propulsif sera plus bas du fait d'une poussée spécifique élevée. Une augmentation du rapport de pression combiné au-dessus de la plage définie ci-dessus peut entraîner des problèmes avec des températures de fonctionnement de moteur accrues dépassant la résistance à la température de divers composants au sein du moteur. N'importe quels avantages de consommation de carburant sont dès lors annulés par des flux de refroidissement accrus et/ou une usure ou défaillance accrue de composants de moteur du fait des températures de fonctionnement plus élevées requises. De plus, une réduction du rapport de pression de tuyère de contournement de sorte que le rapport de pression combiné est au-dessus de la plage ci-dessus peut exiger l'utilisation d'une soufflante excessivement grande. Ceci peut entraîner un poids accru indésirable et des contraintes d'installation annihilant de quelconques bénéfices de consommation de carburant. Le rapport de pression combiné peut être dans une plage entre 22 et 27. Le rapport de pression global peut être l'un quelconque parmi : a) supérieur à 42,5 ; b) dans une plage entre 42,5 et 70 ; c) dans une plage entre 50 et 70 ; ou d) dans une plage entre 52 et 65. Le rapport de pression combiné peut être dans une plage entre 22 et 27 et le rapport de pression global peut être dans une plage entre 50 et 60. Le rapport de pression combiné peut être dans une plage entre 22 et 27 et le rapport de pression global peut être dans une plage entre 52 et 60. Le rapport de pression de tuyère de contournement peut être dans une plage entre 2,0 et 2,3, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 2,02 et 2,25. Une vitesse de jet de contournement peut être définie comme la vitesse de jet d'un flux d'air quittant la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, et un rapport de vitesse de jet peut être défini comme : et peut être dans une plage entre 4,7 m/s et 7,7 m/s, et plus spécifiquement peut être entre 5,0 m/s et 7,0 m/s. Une température de sortie de compresseur peut être définie comme une température moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, une température d'entrée de pied de soufflante peut être définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière, et une augmentation de température de cœur peut être définie comme la température de sortie de compresseur du compresseur à plus haute pression du système de compresseur en Kelvin divisée par la température d'entrée de pied de soufflante en Kelvin. Un rapport de température-pression peut être défini comme : et peut être dans une plage entre 1,52 et 1,8, et le rapport de pression global, aux conditions de croisière, peut être dans une plage entre 42,5 et 70, par exemple 45 et 70. Selon un troisième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef, le moteur à turbine à gaz étant défini comme dans le premier ou deuxième aspect et n'importe laquelle des mentions ci-dessus. Le procédé comprend : le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de pression combiné est dans une plage entre 20 et 29. Selon un quatrième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines, un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs, et un arbre de cœur reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une pression de sortie de compresseur est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur comprenant en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement, dans lequel des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux de cœur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord arrière, chaque aube de soufflante ayant une partie radialement interne se trouvant au sein du tube de courant qui contient le flux de cœur, et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière ; et une nacelle entourant le cœur de moteur, la nacelle définissant le conduit de contournement et une tuyère d'échappement de contournement, dan lequel : un rapport de pression global, OPR, est défini comme la pression de sortie de compresseur divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante, une vitesse de jet de contournement est définie comme la vitesse du débit d'air sortant de la buse à des conditions de contournement de croisière, et un rapport de la vitesse de jet à l'OPR défini comme : est dans une plage comprise entre 4,7 m/s et 7,7 m/s. Selon un cinquième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines, un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs, et un arbre de cœur reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une pression de sortie de compresseur est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur ayant un rayon de cœur défini entre la ligne médiane du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante 64 s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord arrière, dans lequel une partie radialement interne de chaque aube de soufflante est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne médiane du moteur inférieure au rayon de cœur, et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière ; et une nacelle entourant le cœur de moteur, la nacelle définissant le conduit de contournement et une tuyère d'échappement de contournement, dans lequel : un rapport de pression global, OPR, est défini comme la pression de sortie de compresseur divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante, une vitesse de jet de contournement est définie comme la vitesse du débit d'air sortant de la buse à des conditions de contournement de croisière, et un rapport de la vitesse de jet à l'OPR défini comme : est dans une plage comprise entre 4,7 m/s et 7,7 m/s. Le moteur à turbine à gaz des quatrième et cinquième aspects fournit également une SFC diminuée aux conditions de croisière. Comme abordé précédemment, afin de diminuer la SFC en croisière tant les rendements thermique que propulsif du moteur doivent être augmentés. Un rendement de propulsion élevé peut être obtenu en ayant une faible vitesse de jet de tuyère de contournement. Un rendement thermique élevé peut être obtenu en ayant un rapport de pression global élevé. Les inventeurs ont trouvé qu'en configurant un moteur à turbine à gaz de telle sorte que le rapport de la vitesse de jet à l'OPR se trouve dans la plage ci-dessus, une diminution souhaitée de la SFC de croisière peut être fournie. On a trouvé qu'une augmentation du rapport de la vitesse de jet à l'OPR au-dessus de la plage ne fournit pas de bénéfice significatif de consommation de carburant, car le rendement thermique du cœur sera faible du fait d'un faible rapport de pression global et le rendement propulsif sera plus bas du fait d'une poussée spécifique élevée. Une diminution du rapport de la vitesse de jet à l'OPR en dessous de la plage définie ci-dessus peut entraîner des problèmes avec des températures de fonctionnement de moteur accrues, comme décrit précédemment. De plus, une réduction du rapport de la vitesse de jet à l'OPR en dessous de la plage ci-dessus peut exiger l'utilisation d'une soufflante excessivement grande, entraînant une augmentation de poids indésirable et des contraintes d'installation annihilant de quelconques bénéfices de consommation de carburant. Par exemple, une réduction de la vitesse de jet de contournement de sorte que le rapport de la vitesse de jet à l'OPR est inférieur à la plage ci-dessus peut exiger l'utilisation d'une soufflante excessivement grande. Ceci peut entraîner un poids accru indésirable et des contraintes d'installation annihilant de quelconques bénéfices de consommation de carburant. Le rapport de la vitesse de jet à l'OPR peut être dans une plage entre 5,0 m/s et 7,0 m/s. Le rapport de pression global peut être l'un quelconque parmi : a) supérieur à 42,5 ; b) dans une plage entre 42,5 et 70 ; c) dans une plage entre 50 et 70 ; ou d) dans une plage entre 52 et 65. Le rapport de la vitesse de jet à l'OPR peut être dans une plage entre 5,0 m/s et 7,0 m/s et le rapport de pression global peut être dans une plage entre 50 et 70. Le rapport de la vitesse de jet à l'OPR peut être dans une plage entre 5,0 m/s et 7,0 m/s et le rapport de pression global peut être dans une plage entre 52 et 65. La vitesse de jet de contournement peut être dans une plage entre 300 m/s et 366 m/s, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 320 m/s et 360 m/s. Un rapport de pression de tuyère de contournement peut être défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, et un rapport de pression combiné peut être défini comme : et peut être dans une plage entre 20 et 29. Une température de sortie de compresseur peut être définie comme une température moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, une température d'entrée de pied de soufflante peut être définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière, et une augmentation de température de cœur peut être définie comme la température de sortie de compresseur en Kelvin divisée par la température d'entrée de pied de soufflante en Kelvin, dans lequel un rapport de température-pression peut être défini comme : et peut être dans une plage entre 1,52 et 1,8, et le rapport de pression global peut être dans une plage entre 42,5 et 70 (en croisière). Selon un sixième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef, le moteur à turbine à gaz étant défini comme dans le quatrième ou cinquième aspect ou n'importe laquelle des mentions ci-dessus, dans lequel le procédé comprend : le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de vitesse de jet est dans une plage entre 4,7 m/s et 7,7 m/s. Selon un septième aspect on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines, un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs, et un arbre de cœur reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une température de sortie de compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière et une pression de sortie de compresseur est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur comprenant en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur, et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement, dans lequel des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux de cœur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord arrière, chaque aube de soufflante ayant une partie radialement interne se trouvant au sein du tube de courant qui contient le flux de cœur, et dans lequel une température d'entrée de pied de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière ; et une nacelle entourant le cœur de moteur, la nacelle définissant le conduit de contournement et une tuyère d'échappement de contournement, dans lequel : un rapport de pression global est défini comme la pression de sortie de compresseur divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante, un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, une augmentation de température de cœur est définie comme la température de sortie de compresseur en Kelvin divisée par la température d'entrée de pied de soufflante en Kelvin, un rapport de température-pression défini comme : est dans une plage entre 1,52 et 1,8 (aux conditions de croisière), et le rapport de pression global est dans une plage entre 42,5 et 70 (aux conditions de croisière). Selon un huitième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines, un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs, et un arbre de cœur reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une température de sortie de compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière et une pression de sortie de compresseur est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur ayant un rayon de cœur défini entre la ligne médiane du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord arrière, dans lequel une partie radialement interne de chaque aube de soufflante est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne médiane du moteur inférieure au rayon de cœur, et dans lequel une température d'entrée de pied de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante aux conditions de croisière ; et une nacelle entourant le cœur de moteur, la nacelle définissant le conduit de contournement et une tuyère d'échappement de contournement, dans lequel : un rapport de pression global est défini comme la pression de sortie de compresseur divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante, un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, une augmentation de température de cœur est définie comme la température de sortie de compresseur en Kelvin divisée par la température d'entrée de pied de soufflante en Kelvin, un rapport de température-pression défini comme : est dans une plage entre 1,52 et 1,8 (aux conditions de croisière), et le rapport de pression global est dans une plage entre 42,5 et 70 (aux conditions de croisière). Le moteur à turbine à gaz des septième et huitième aspects fournit également une SFC diminuée aux conditions de croisière. Comme abordé précédemment, afin de diminuer la SFC de croisière tant les rendements thermique que propulsif du moteur doivent être augmentés. Le moteur à turbine à gaz du troisième aspect fournit une SFC réduite en utilisant un rapport de pression global élevé pour un rapport donné de l'augmentation de température de cœur au rapport de pression de tuyère de contournement (c'est-à-dire le rapport de température-pression). En fonctionnant avec un rapport de pression global élevé avec une faible augmentation de température de cœur, un rendement de compression élevé est fourni. Les inventeurs ont trouvé qu'en configurant un moteur à turbine à gaz de telle sorte que le rapport de température-pression se trouve dans la plage ci-dessus, une diminution souhaitée de la SFC de croisière peut être fournie. Une augmentation du rapport de température-pression au-dessus de la plage peut dépasser la résistance à la température de matériaux au sein du moteur. N'importe quelle augmentation supplémentaire de performance en augmentant le rapport de température-pression peut pour cette raison être annihilée par l'effet négatif de fonctionnement à des températures plus élevées et/ou les flux de refroidissement accrus potentiels et/ou une usure ou défaillance accrue de composants de moteur. Une diminution du rapport de l'augmentation de température de cœur au rapport de pression de tuyère de contournement à l'extérieur de la plage ci-dessus peut entraîner une grande soufflante. Ceci peut entraîner des contraintes de poids et d'installation annihilant de quelconques bénéfices de consommation de carburant fournis. Le rapport de pression global peut être dans une plage entre 50 et 70, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 52 et 65. Le rapport de pression de tuyère de contournement peut être dans une plage entre 2,0 et 2,3, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 2,02 et 2,25. L'augmentation de température de cœur peut être dans une plage entre 3,1 et 4,0, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 3,10 et 3,50. Un rapport de pression de tuyère de contournement peut être défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, et un rapport de pression combiné défini comme : peut être dans une plage entre 20 et 29 (aux conditions de croisière). Une vitesse de jet de contournement peut être définie comme la vitesse de jet d'un flux d'air quittant la tuyère d'échappement de contournement aux conditions de croisière, et un rapport de vitesse de jet défini comme : peut être dans une plage entre une plage entre 4,7 m/s et 7,7 m/s, et plus spécifiquement entre 5,0 m/s et 7,0 m/s (aux conditions de croisière). Selon un neuvième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans le septième ou huitième aspect ou n'importe laquelle des mentions ci-dessus, dans lequel le procédé comprend : le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de température-pression est dans une plage entre 1,52 et 1,8, et le rapport de pression global est dans une plage entre 42,5 et 70. Un nombre d'étages de compression peut être défini comme le nombre d'étages de compression fournis par la soufflante et le système de compresseur combinés. Le nombre d'étages de compression peut être de 13 ou plus. Selon n'importe quel aspect ou revendication, le nombre d'étages de compression ne peut pas être supérieur à 16. Par exemple, le nombre d'étages de compression peut être de 13, 14, 15 ou 16. Selon n'importe quel aspect, le système de compresseur peut comprendre un premier compresseur et un deuxième compresseur, le système de turbine peut comprendre une première turbine et une deuxième turbine, l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur reliant le premier compresseur et la première turbine, le cœur de moteur peut comprendre en outre un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Le premier compresseur peut comprendre 3 étages de compression et le deuxième compresseur peut comprendre au moins 8 étages de compression, par exemple 8, 9 ou 10 étages de compression. Selon n'importe quel aspect, une face annulaire de soufflante peut être définie au niveau d'un bord d'attaque de la soufflante, et un débit massique quasi non dimensionnel Q peut être défini comme : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T 0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P 0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A soufflante est l'aire de la face de soufflante en m 2 . Aux conditions de croisière, Q peut avoir une valeur dans la plage entre 0,025 Kgs - 1 N - 1 K 1/2 et 0,038 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et plus spécifiquement Q peut avoir une valeur dans une plage entre 0,031 Kgs -1 N -1 K 1/2 et 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et encore plus spécifiquement Q peut avoir une valeur dans une plage entre 0,032 Kgs - 1 N - 1 K 1/2 et 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et encore même plus spécifiquement Q peut avoir une valeur inférieure ou égale à 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 aux conditions de croisière. Selon n'importe quel aspect, un rapport de pression d'extrémité de soufflante peut être défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air à la sortie de la soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement à la pression totale moyenne du flux d'air à l'entrée de la soufflante. Aux conditions de croisière : le rapport de pression d'extrémité de soufflante peut être dans une plage entre 1,2 et 1,45, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 1,35 et 1,44, par exemple 1,38 à 1,41, par exemple de l'ordre de 1,41. Selon n'importe quel aspect, un rapport de pression de pied de soufflante peut être défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air à la sortie de la soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur à la pression totale moyenne du flux d'air à l'entrée de la soufflante. Aux conditions de croisière : le rapport de pression de pied de soufflante est dans une plage entre 1,13 et 1,3, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 1,18 et 1,30, par exemple 1,20 à 1,25, par exemple de l'ordre de 1,23 ou 1,24. Selon n'importe quel aspect, un rapport de pression de soufflante peut être défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air à la sortie de la soufflante à la pression totale moyenne du flux d'air à l'entrée de la soufflante. Aux conditions de croisière : le rapport de pression de soufflante est dans une plage entre 1,2 et 1,45, et plus spécifiquement peut être dans une plage entre 1,35 et 1,43, et encore plus spécifiquement peut être de 1,39. Selon n'importe quel aspect, une augmentation de pression d'étage est produite à travers chaque étage de compression du système de compresseur. L'augmentation moyenne de pression d'étage des étages de compresseur fournis dans le système de compresseur peut être dans la plage entre 1,3 et 1,4. Selon n'importe quel aspect, la courbure de la partie de pied de chaque aube de soufflante peut être inférieure à la courbure à travers la partie d'extrémité de l'aube, par exemple être entre 40 % et 60 % inférieure, et éventuellement environ 50 % inférieure. La partie de pied peut être la partie radialement interne de l'aube telle que décrite ici, et la partie d'extrémité peut être la partie radialement externe de l'aube telle que décrite ici. N'importe laquelle des mentions ci-dessus ou ailleurs dans le présent document peut être combinée avec n'importe lequel des premier à neuvième aspects. Tel qu'elle est utilisée ici, une plage « de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaire, désigne une plage inclusive ; incluant les valeurs de délimitation de X et Y. Toutes les températures et pressions citées ici sont la température totale ou la pression totale sauf indication contraire. Lorsqu'il est fait référence à une valeur moyenne (par exemple température, pression ou autre valeur) celle-ci est considérée comme étant une valeur moyenne arithmétique. Toutes les températures sont en Kelvin sauf indication contraire. Comme noté ailleurs dans la présente description, la présente description peut concerner un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur 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 cœur de moteur. Les agencements de la présente description peuvent être particulièrement, bien que non exclusivement, bénéfiques pour des soufflantes entraînées par le biais d'un réducteur. En conséquence, le moteur à turbine à gaz selon n'importe quel aspect peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur 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). 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. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. 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. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur 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 cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur 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 cœur, et non le deuxième arbre de cœur, 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. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). 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 de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, 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, 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 3,7 ou 3,8. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. 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 compresseur 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). Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre 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 axialement décalées l'une de l'autre. 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 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 axialement décalées l'une de l'autre. Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'un pied (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à une extrémité à une position de portée 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 l'extrémité 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 l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inclus dans une plage délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32. Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu à l'extrémité. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de l'extrémité peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement le plus en avant) de l'aube. Le rapport du moyeu à l'extrémité fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de l'une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et l'extrémité d'une aube 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 : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 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 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de la soufflante peut être compris 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), par exemple dans la plage de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Généralement, 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 de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être comprise dans la plage de 1700 tr/min à 2500 tr/min, par exemple dans la plage de 1800 tr/min à 2300 tr/min, par exemple dans la plage de 1900 tr/min à 2100 tr/min. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 330 cm à 380 cm peut être comprise dans la plage de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage de 1400 tr/min à 1800 tr/min. En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation entraîne le mouvement de l'extrémité de l'aube de soufflante à une vitesse Utip. Le travail effectué par les aubes de soufflante 13 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Une charge d'extrémité de soufflante peut être définie par dH/Utip2, où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utip est la vitesse (de transition) de l'extrémité de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de l'extrémité (qui peut être défini en tant que rayon d'extrémité de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge d'extrémité de soufflante aux conditions de croisière selon n'importe quel aspect peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,25, 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4. La charge d'extrémité de soufflante aux 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), par exemple dans la plage de 0,25 à 0,4, 0,28 à 0,34, ou 0,29 à 0,31. 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 contournement au débit massique du flux à travers le cœur 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, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement 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), par exemple dans la plage de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante (ou du pied de soufflante) à la pression de stagnation au niveau de la sortie du compresseur haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion). Le rapport de pression global est la pression de stagnation à la sortie du compresseur à plus haute pression divisée par la pression de stagnation en amont du pied de soufflante. Plus spécifiquement, le rapport de pression global est défini ici comme la pression moyenne de flux d'air quittant une sortie du compresseur à plus haute pression (la pression de sortie de compresseur) divisée par la pression moyenne de flux d'air pénétrant dans l'entrée de la soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur. 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 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), par exemple dans la plage de 50 à 70. Le rapport de pression global peut être dans la plage allant de 52 à 65, par exemple. 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 (par exemple conformément à n'importe quelle revendication et/ou n'importe quel aspect) peut être inférieure à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg-1s ou 80 Nkg-1s. La poussée spécifique 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), par exemple dans la plage allant de 50 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, 60 Nkg-1s à 90 Nkg-1s, ou 70 Nkg-1s à 90 Nkg-1s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. 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). À titre d'exemple uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. 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, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K ou 2 000 K. La TET 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), par exemple dans la plage de 1 800 K à 1 950 K. 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). Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(e). Par exemple au moins une partie de l'aube 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 l'aube 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. L'aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l'aube 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 l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube 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. 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 reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube 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 l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes 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 aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. 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 varier 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. La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Tel qu'il est utilisé ici (par exemple dans n'importe quel aspect et/ou n'importe quelle revendication), les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière. En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. 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 faire partie de 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. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) 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. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). 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. 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. 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). 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. L'homme du métier comprendrait 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 toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : [Fig. 1] est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; [Fig. 2] est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz ; [Fig. 3] est une vue partiellement écorchée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; [Fig. 4A] montre une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz illustrant divers paramètres de flux de gaz ; [Fig. 4B] montre une autre vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz illustrant divers paramètres de flux de gaz ; [Fig. 5] montre une illustration de la signification d'une vitesse de jet en expansion totale ; [Fig. 6] montre une autre vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz illustrant divers paramètres de flux de gaz ; [Fig. 7] montre une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz illustrant divers paramètres de flux de gaz et physiques ; [Fig. 8] montre un aéronef ayant deux moteurs à turbine à gaz ; et [Fig. 9] illustre un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. 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 cœur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air A. Le cœur de moteur 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 de cœur 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 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. Le compresseur basse pression 14 et le compresseur haute pression 15 forment ensemble un système de compresseur. Dans d'autres modes de réalisation, le système de compresseur peut avoir n'importe quel autre nombre de compresseurs, par exemple un ou plusieurs compresseurs. De façon similaire, la turbine haute pression 17 et la turbine basse pression 19 forment ensemble un système de turbine. Dans d'autres modes de réalisation, le système de turbine peut avoir n'importe quel autre nombre de turbines, par exemple une ou plusieurs turbines. En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur 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. 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. Il 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 par 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 compression ou étage de compression de plus basse pression. Chacun des compresseurs fournis dans le moteur à turbine à gaz 10 (par exemple le compresseur basse pression 14 et le compresseur haute pression 15) comprend un nombre quelconque d'étages de compression, par exemple plusieurs étages de compression. Chaque étage de compression peut comprendre une rangée d'aubes de rotor 14a et une rangée d'aubes de stator 14b qui sont décalées axialement l'une de l'autre. La soufflante 23 assure également la compression du flux d'air, et fournit ainsi un étage de compression supplémentaire distinct de ceux des compresseurs basse et haute pression. Un nombre d'étages de compression est défini comme le nombre total d'étages de compression fournis par la soufflante 23 et le ou les compresseurs fournis dans le moteur à turbine à gaz. Dans le mode de réalisation décrit ici, le nombre d'étages de compression est donc la somme des étages de compression fournis dans le compresseur basse pression 14, le compresseur haute pression 15 et la soufflante 23. Dans d'autres modes de réalisation, les étages de compression fournis dans les compresseurs 14, 15 du moteur à turbine à gaz peuvent ne pas être des étages de compression axiale. Dans certains modes de réalisation, un ou plusieurs étages de compression radiale peuvent être fournis en supplément, ou en variante, aux étages de compression axiale fournis dans chaque compresseur. Par exemple, dans un mode de réalisation, le compresseur basse pression et/ou le compresseur haute pression peuvent comprendre un ou plusieurs étages de compression axiale (formés chacun par une rangée d'aubes de rotor et de stators) suivis d'un étage de compression radiale fourni en aval du ou des étages de compression axiale. Dans d'autres modes de réalisation, chacun des compresseurs peut comprendre uniquement des étages de compression radiale. Le nombre d'étages de compression est défini comme le nombre total d'étages de compression, incluant à la fois les étages de compression radiale et axiale (y compris la soufflante). Dans tous les modes de réalisation décrits ci-dessus, chaque étage de compression radiale peut comprendre un compresseur centrifuge. 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. Il 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. 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. Dans le mode de réalisation actuellement décrit, le réducteur a un rapport d'engrenage dans une plage allant de 3 à 4. Plus spécifiquement il est dans une plage allant de 3,1 à 3,8 ou 3,2 à 3,7. 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), l'homme du métier 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. 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 de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). 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 ce 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 de cœur 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 cœur 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. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. 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. Divers paramètres du moteur à turbine à gaz sont abordés dans les sections suivantes, et sont résumés dans le Tableau 1 : La numérotation utilisée pour les pressions et températures correspond à celle fournie dans la norme SAE AS755F. Les valeurs données dans le tableau 1 et dans les deux exemples qui le suivent sont prises aux conditions de croisière (telles que définies ailleurs dans le présent document). Paramètre Valeur approximative dans divers modes de réalisation Pression P30 du flux d'air quittant une sortie du compresseur à plus haute pression 15 1450 à 2520 KPa Par exemple, 1990 KPa ou 1550 KPa Pression P20 du flux d'air pénétrant dans l'entrée de la soufflante 23 qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur 11 28,3 à 35,6 KPa Par exemple, 38 KPa ou 36 KPa Rapport de pression de tuyère de contournement (aux conditions de croisière) 1,8 à 2,4, spécifiquement 2,0 à 2,3 et encore plus spécifiquement 2,20 à 2,30. Par exemple, 2,2 ou 2,1. Vitesse de jet de contournement (vjet) (aux conditions de croisière) 300 m/s à 366 m/s, spécifiquement 320 m/s à 366 m/s (c'est-à-dire 1070 pieds/s à 1200 pieds/s), encore plus spécifiquement 320 m/s à 360 m/s, ou même plus spécifiquement 329 m/s à 360 m/s. Par exemple, 340 m/s ou 320 m/s. Température d'entrée de pied de soufflante T20 (en croisière) 240 K à 255 K, spécifiquement 248 K à 252 K. Par exemple, 240 K ou 250 K Température de sortie de compresseur T30 (en croisière) 760 à 875 K, spécifiquement 825 K à 865 K. Par exemple, 840 K ou 770 K. Par exemple, dans un mode de réalisation ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 330 à 380 cm, la pression P30 vaut 1990 KPa et la pression P20 vaut 38 KPa. Dans ce mode de réalisation, le rapport de pression de tuyère de contournement vaut 2,22 (aux conditions de croisière) et la vitesse de jet de contournement vaut 340 m/s (en croisière). La température d'entrée de pied de soufflante T20 est de 250 K et la température de sortie de compresseur T30 est de 840 K. Par exemple, dans une variante de réalisation ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 240 cm à 280 cm, la pression P30 est de 1550 KPa et la pression P20 est de 36 KPa. Dans ce mode de réalisation, le rapport de pression de tuyère de contournement vaut 2,1 (aux conditions de croisière) et la vitesse de jet de contournement vaut 320 m/s (en croisière). La température d'entrée de pied de soufflante T20 est de 240 K et la température de sortie de compresseur T30 est de 770 K. L'homme du métier comprendrait qu'une ou plusieurs des pressions et températures listées dans le Tableau 1 peuvent être mesurées ou autrement déterminées de diverses façons, par exemple par l'utilisation d'une sonde ou d'un râteau de pression ou de température, par modélisation, ou par détermination indirecte à partir d'autres paramètres mesurés (ou autrement déterminés) ailleurs dans le moteur en utilisant des procédés analytiques tels qu'un modèle de performance de moteur étalonné vis-à-vis de données de test de moteur. L'homme du métier comprendrait qu'une ou plusieurs des pressions, températures ou vitesses listées dans le Tableau 1 peuvent être difficiles à mesurer en pratique. Diverses pressions, températures ou vitesses peuvent dès lors être déduites à partir de mesures prises ailleurs et de la connaissance de propriétés du moteur et de relations température/pression. Rapport de pression global La Figure 4A illustre divers paramètres de flux de gaz du moteur à turbine à gaz 10 pendant le fonctionnement en croisière. Un rapport de pression global est défini comme la pression moyenne P30 d'un flux d'air quittant une sortie du compresseur à plus haute pression 15 aux conditions de croisière (la pression de sortie de compresseur) divisée par la pression moyenne P20 d'un flux d'air pénétrant dans l'entrée de la soufflante 23 qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur 11 (par exemple en tant que flux d'air de cœur A) aux conditions de croisière. P20 est désignée comme la pression d'entrée de pied de soufflante. Tant P20 que P30 peuvent être telles que définies dans la norme SAE AS755F. L'une et l'autre des pressions P20 et P30 sont des pressions totales. La définition de P20 est illustrée davantage sur la Figure 4B. Comme indiqué ci-dessus, en aval de la soufflante 23, l'air se sépare en deux flux séparés : un premier flux d'air A dans le cœur de moteur 11 et un deuxième flux d'air B qui traverse le conduit de contournement 22 pour fournir une poussée propulsive. Les premier et deuxième flux d'air A, B sont séparés au niveau d'un séparateur généralement annulaire 70, par exemple au niveau du bord d'attaque du séparateur généralement annulaire 70 au niveau d'une ligne de stagnation généralement circulaire. Le séparateur 70 est fourni par une partie la plus en avant du carter de cœur 11a dans les modes de réalisation qui sont décrits, et peut selon une autre possibilité être appelé extrémité la plus en avant 70 du cœur de moteur 11 dans certains modes de réalisation. Une ligne de courant de stagnation 110 stagne sur le bord d'attaque du séparateur 70. Les lignes de courant de stagnation 110 autour de la circonférence du moteur 10 forment une surface de courant 110. Tout le flux A radialement à l'intérieur de cette surface de courant 110 s'écoule à terme à travers le cœur de moteur 11. La surface de courant 110 forme une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux qui s'écoule à terme à travers le cœur de moteur, qui peut être appelé flux de cœur A. Tout le flux B radialement à l'extérieur de la surface de courant 110 s'écoule à terme à travers le conduit de contournement 22. La surface de courant 110 forme une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux B qui s'écoule à terme à travers le conduit de contournement 22, qui peut être appelé flux de contournement B. La surface de courant 110, et de manière correspondante le tube de courant, peuvent être définis dans des conditions de croisière. Comme on peut le voir sur la Figure 4B, chaque aube de soufflante 64 de la soufflante 23 a un bord d'attaque 64a et un bord de fuite 64b, et s'étend radialement à partir du moyeu 66. Chaque aube de soufflante 64 a une partie radialement externe 65b qui est lavée par un flux d'air qui forme le flux d'air de contournement B et une partie radialement interne 65a qui est lavée par un flux d'air qui forme le flux d'air de cœur A. La limite entre les parties interne et externe de l'aube de soufflante est pour cette raison au niveau de la surface de courant 110. Les parties interne et externe de l'aube de soufflante peuvent à la place être définies par rapport à la position du séparateur 70 (c'est-à-dire le point le plus à l'avant du cœur de moteur). Le cœur de moteur 11 a un rayon de cœur 105 défini entre la ligne médiane 9 du moteur 10 et une extrémité la plus à l'avant du cœur de moteur 11 c'est-à-dire au niveau du séparateur 70. La partie radialement externe 65b de chaque aube de soufflante 64 est généralement la partie de chaque aube de soufflante 64 à une distance radiale de la ligne médiane 9 du moteur 10 supérieure au rayon de cœur 105. La partie radialement interne 65a est généralement la partie de chaque aube de soufflante 64 à une distance radiale de la ligne médiane 9 du moteur 10 inférieure au rayon de cœur 105. L'homme du métier comprendrait que, en réalité, la surface de courant 110 peut être inclinée et/ou courbée par rapport à l'axe du moteur 9, de telle sorte qu'une partie du flux de gaz traversant l'aube de soufflante 64 à une distance radiale de la ligne médiane 9 du moteur 10 légèrement inférieure ou égale au rayon de cœur 105 puisse continuer de pénétrer dans le flux de contournement B dans certains modes de réalisation. Dans les modes de réalisation décrits, l'inclinaison et/ou la courbure de la surface de courant 110 par rapport à l'axe du moteur 9 est relativement faible, de telle sorte que l'utilisation de la position radiale du séparateur 70 fournit une pression (ou une température, comme décrit plus loin) au moins essentiellement équivalente à l'utilisation de la surface de courant 110, au sein des erreurs de mesure. La division au niveau d'une position radiale déterminée peut donc fournir une valeur équivalente qui peut être plus facile à déterminer que la forme du tube de courant dans certains scénarios. La pression P20 peut être définie comme la pression moyenne de flux d'air au niveau du bord d'attaque 64a de la partie interne 65a de l'aube de soufflante aux conditions de croisière. Comme abordé précédemment, il s'agit de la pression du flux d'air qui passe ensuite à travers le cœur de moteur. La pression de sortie de compresseur P30 est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur 15 aux conditions de croisière. P30 est définie au niveau de la position axiale du bord de fuite du rotor le plus à l'arrière du compresseur 15. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport de pression global du moteur à turbine à gaz (aux conditions de croisière) est supérieur à 42,5. Encore plus spécifiquement, le rapport de pression global est dans une plage entre 42,5 et 70, entre 50 et 70 ou entre 52 et 65. Rapport de pression de tuyère de contournement En référence à nouveau la Figure 4A, le flux d'air quittant la tuyère d'échappement de contournement 18 a un rapport de pression de tuyère de contournement, PN. Le rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport entre la pression totale au niveau de l'entrée de tuyère d'échappement de contournement après l'une quelconque perte de charge de conduit de contournement et la pression ambiante. Le rapport de pression de tuyère de contournement est défini ici aux conditions de croisière. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport de pression de tuyère de contournement est dans une plage entre 2,0 et 2,3. Plus spécifiquement le rapport de pression de tuyère de contournement est dans une plage entre 2,02 et 2,25. Le moteur à turbine à gaz 10 est configuré de telle sorte que, aux conditions de croisière, un rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29, et encore plus spécifiquement est dans une plage entre 22 et 27. Les conditions de croisière sont telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple 35 kft, et le Mach de croisière respectif associé au nombre de Mach de vol de conception, ou tel que défini autrement ailleurs dans le présent document). Dans un mode de réalisation, le rapport de pression combiné est dans une plage entre 22 et 27 avec le rapport de pression global dans une plage entre 50 et 60. Plus spécifiquement, le rapport de pression combiné est dans une plage entre 22 et 27 avec le rapport de pression global dans une plage entre 52 et 60. Dans d'autres exemples décrits, le rapport de pression combiné peut être n'importe lequel des suivants : 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28 ou 29. Le rapport de pression combiné 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). En configurant le moteur à turbine à gaz pour fonctionner de cette façon une SFC de croisière réduite peut être fournie. D'autres avantages tels qu'un bruit réduit et une consommation réduite de carburant peuvent également être fournis. Exemples de mises en œuvre Dans le mode de réalisation décrit une faible augmentation de pression de soufflante et par conséquent un faible rapport de pression de tuyère de contournement est facilitée par l'utilisation d'une architecture à engrenages. Spécifiquement, l'utilisation d'un réducteur permet à la soufflante de tourner à des vitesses relativement plus basses pour obtenir une faible augmentation de pression de soufflante, et permettre au moteur à turbine à gaz de fonctionner avec la plage de paramètres définie ci-dessus (et n'importe quelle autre plage de paramètres définie ou revendiquée ici). Dans un mode de réalisation donné à titre d'exemple, une faible vitesse de soufflante inclut des vitesses d'extrémité de soufflante inférieures à Mach 1,1, et/ou une rotation maximale à moins de 2000 tr/min. Les agencements décrits dans cette section d'exemples de mise en œuvre doivent être compris comme étant uniquement des exemples de la manière dont le moteur peut être configuré pour fonctionner avec des rapports de paramètres se situant dans les plages définies ici. Les facteurs décrits dans cette section peuvent s'appliquer à d'autres rapports décrits ici (en plus du rapport de pression combiné), tels que le rapport de vitesse de jet et/ou le rapport de température-pression. Afin d'obtenir la faible vitesse de soufflante requise une conception suffisamment aérodynamique est choisie. Une conception de soufflante aérodynamique efficace peut comprendre, par exemple, un ou plusieurs de (i) une corde relativement large avec un balayage relativement long, (ii) une courbure de surface d'aspiration relativement faible, et (iii) une surface de frottement relativement faible. Le pied de soufflante peut être conçu pour avoir une faible élévation de température et un faible niveau de travail pour faciliter le fonctionnement de la soufflante et l'obtention d'un haut niveau de rendement propulsif. Le haut niveau de rendement propulsif peut être fourni par un pied de soufflante relativement droit, ayant un faible niveau de courbure par comparaison avec l'extrémité de soufflante. Le pied de soufflante est défini comme la partie interne 65a de l'aube de soufflante qui n'agit pas sur l'air qui passe ensuite à travers le cœur de moteur comme déjà défini ailleurs. L'extrémité de soufflante correspond dès lors à la partie radialement externe 65b de l'aube de soufflante. Par exemple, la courbure du pied de soufflante peut être inférieure à 60 % de la courbure de l'extrémité de soufflante. Dans le mode de réalisation décrit, la courbure de la partie de pied de l'aube est comprise entre 40 % et 60 % de moins que la courbure à travers la partie d'extrémité de l'aube, et éventuellement de l'ordre de 50 % de moins. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, la courbure de la partie de pied peut être inférieure à celle de la partie d'extrémité d'une quantité dans une plage ayant une limite inférieure de l'une valeur quelconque de 5 %, 10 %, 20 %, 30 %, 40 % et une limite supérieure de l'une valeur quelconque de 40 %, 50 % ou 60 %. Les pourcentages listés sont des pourcentages de la cambrure d'aube (c'est-à-dire la différence entre une ligne qui est tangente à la ligne de cambrure au niveau du bord d'attaque de l'aube 64a et une ligne qui est tangente à la ligne de cambrure au niveau du bord de fuite de l'aube 64b). L'homme du métier comprendrait que la « partie de pied » d'une aube de soufflante est parfois prise en compte pour indiquer la partie d'une aube de soufflante 64 à l'intérieur du moyeu 66 et utilisée pour relier l'aube 64 au moyeu 66 ; ce n'est pas le cas tel qu'elle est utilisée ici – la partie de pied se réfère à la partie radialement interne de l'aube telle que décrite ici, s'étendant du moyeu 66 et à travers l'entrée du cœur 11. La partie radialement interne de l'aube telle que définie ici peut également être appelée « section de moyeu » de l'aube par l'homme du métier. De plus ou, selon une autre possibilité, une conception de compresseur peut être choisie pour fournir à un compresseur 14, 15 une conception aérodynamique efficace à un niveau de charge élevé. Dans le mode de réalisation 13 décrit, ou davantage d'étages de compression sont fournis (y compris la soufflante 23 en guise de premier étage) de façon à fournir les effets souhaités. Lorsque le système de compresseur comprend un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, le compresseur haute pression peut avoir au moins 9 étages de compression et le compresseur basse pression peut avoir 3 étages de compression. La conception du compresseur peut comprendre un maximum de 16 étages de compression (y compris la soufflante 23). Dans le mode de réalisation décrit, la soufflante 23 fournit le premier étage, le compresseur basse pression 14 fournit les trois étages suivants, et le compresseur haute pression 15 fournit les neuf étages finaux. Ce mode de réalisation n'est cependant qu'un seul exemple d'un système de compresseur qui peut fournir un niveau de charge tel que les paramètres opérationnels souhaités sont fournis. Dans des variantes de réalisation, le nombre total d'étages de compression peut varier, le nombre de compresseurs 14, 15 peut varier, et/ou la séparation entre le ou les compresseur(s) peut varier tout en continuant de fournir un système de compression ayant un niveau approprié de charge. Chaque étage de compression fourni dans les compresseurs 14, 15 du moteur à turbine à gaz contribue à l'augmentation de pression globale du flux d'air de cœur. Une augmentation de pression d'étage est produite à travers chaque étage de compression. L'augmentation moyenne de pression d'étage (c'est-à-dire l'augmentation de pression d'étage moyennée sur tous les étages de compresseur fournis dans le système de compresseur, à l'exception de la soufflante) est dans la plage entre 1,3 et 1,4. L'augmentation de pression dans ce paragraphe est prise aux conditions de croisière. Vitesse de jet de contournement En référence à nouveau la Figure 4A, une vitesse de jet de contournement, vjet, est définie comme la vitesse de jet d'un flux d'air quittant la tuyère d'échappement de contournement 18. La vitesse de jet de contournement peut être définie comme la vitesse de jet en expansion totale de la tuyère d'échappement de contournement 18 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. La vitesse de jet de contournement est définie ici aux conditions de croisière. Dans le mode de réalisation décrit, la vitesse de jet de contournement est dans une plage entre 300 m/s et 366 m/s (c'est-à-dire 984 pieds/s à 1200 pieds/s), et plus spécifiquement est dans une plage entre 320 m/s et 360 m/s (c'est-à-dire 1050 pieds/s à 1180 pieds/s). La Figure 5 illustre le concept d'une vitesse de jet en expansion totale. La Figure 5 montre un exemple de tuyère d'échappement 60 d'un moteur à turbine à gaz. La pression Pj en sortie ou au niveau de la gorge 61 de la tuyère d'échappement 60 est supérieure à la pression ambiante Pa autour du moteur. À une certaine distance de la sortie de tuyère 61, 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 62 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. Un rapport de la vitesse de jet à l'OPR est défini comme : Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 est configuré de telle sorte que, aux conditions de croisière, le rapport de la vitesse de jet à l'OPR est dans une plage entre 4,7 m/s et 7,7 m/s, et plus spécifiquement entre 5,0 m/s et 7,0 m/s (c'est-à-dire, 15,4 pieds/s et 25,3 pieds/s, et plus spécifiquement est dans une plage entre 16,4 pieds/s et 23,0 pieds/s). Les conditions de croisière sont telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple 35 kft, et le Mach de croisière respectif associé au nombre de Mach de vol de conception, ou tel que défini autrement ailleurs dans le présent document). Dans un mode de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 est configuré de telle sorte que, aux conditions de croisière, le rapport de la vitesse de jet à l'OPR est dans une plage entre 5,0 m/s et 7,0 m/s avec un rapport de pression global entre 50 et 70, et plus spécifiquement avec un rapport de pression global entre 52 et 65. Dans d'autres exemples décrits, le rapport de la vitesse de jet à l'OPR peut être n'importe lequel des suivants : 4,7, 5,0, 5,5, 6,0, 6,5, 7,0, 7,5 ou 7,7 (toutes les valeurs dans cette phrase sont en m/s). Le rapport de vitesse de jet 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). En configurant le moteur à turbine à gaz pour fonctionner avec un rapport de vitesse de jet dans cette plage une SFC de croisière réduite est fournie. D'autres avantages tels qu'un bruit réduit et une consommation réduite de carburant peuvent également être fournis. Dans le mode de réalisation décrit, une vitesse de jet de tuyère de contournement convenablement basse est permise par l'utilisation d'un réducteur et la faible vitesse de rotation de soufflante associée (similaire à la fourniture d'un faible rapport de pression de tuyère de contournement décrit ci-dessus), et d'une tuyère froide relativement grande pour permettre au flux de la traverser à une plus basse pression d'entrée. Un système de compression de cœur avec des niveaux convenables de rendement et de charge est également choisi, comme décrit ailleurs dans le présent document. Comme décrit précédemment, ceci est obtenu dans le présent mode de réalisation avec l'utilisation de 13 étages de compression fournis par la soufflante et le cœur de moteur. Afin d'obtenir la faible vitesse de soufflante requise, une conception suffisamment aérodynamique est choisie, comme déjà décrit. Ceci n'est cependant qu'un seul exemple de la manière dont un rapport de vitesse de jet dans la ou les plage(s) définie(s) ci-dessus peut être obtenu (voir les section des exemples de mise en œuvre ci-dessus). Augmentation de température de cœur La Figure 6 illustre d'autres paramètres de flux de gaz du moteur à turbine à gaz 10. Comme déjà décrit, un flux d'air passe à travers la soufflante avant d'être divisé en le flux d'air de cœur A et le flux d'air de contournement B. Le travail est réalisé par la soufflante sur l'air pénétrant dans l'entrée de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur en guise de flux d'air de cœur A. Au sein du cœur le flux d'air est accéléré et comprimé par les compresseurs à basse et haute pression 14, 15. L'augmentation de température qui a lieu à travers la partie de compression du cœur de moteur, y compris la soufflante, est définie comme l'augmentation de température de cœur. En référence à la Figure 6, une température d'entrée de pied de soufflante T20 est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers un bord d'attaque de chaque aube de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur aux conditions de croisière. La température d'entrée de pied de soufflante T20 est définie d'une façon similaire à la pression d'entrée de pied de soufflante P20. En référence à nouveau la Figure 4B, une température d'entrée de pied de soufflante T20 est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque 64a de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante 64. La partie radialement interne de chaque aube de soufflante peut être définie comme la partie se trouvant au sein du tube de courant qui contient le flux de cœur A. En variante, la partie radialement interne 65a de chaque aube de soufflante 64 peut être définie comme étant ou comprenant la partie de chaque aube de soufflante 64 à une distance de la ligne médiane 9 du moteur 10 inférieure au rayon de cœur 105. Une température de sortie de compresseur T30 est définie comme une température moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur haute pression 15 (ou le compresseur à plus haute pression indépendamment du nombre de compresseurs fournis, c'est-à-dire le dernier compresseur dans l'ordre de flux axial avant l'équipement de combustion) aux conditions de croisière. Tant T20 que T30 sont les températures totales du flux d'air. Tant T20 que T30 peuvent être telles que définies dans la norme SAE AS755F. L'élévation de la température de cœur est définie comme : Dans le mode de réalisation décrit, l'augmentation de température de cœur est dans une plage entre 3,1 et 4,0, spécifiquement entre 3,10 et 3,50. Par exemple, 3,33 ou 3,1. Un rapport de température-pression est défini comme : Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz est configuré de telle sorte que, aux conditions de croisière, le rapport de température-pression est dans une plage entre 1,52 et 1,8, et le rapport de pression global (aux conditions de croisière) défini ci-dessus est dans une plage entre 42,5 et 70. Plus spécifiquement le rapport de pression global est dans la plage entre 50 et 70 ; et encore même plus spécifiquement entre 52 et 65. Les conditions de croisière sont telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple 35 kft, et le Mach de croisière respectif associé au nombre de Mach de vol de conception, ou tel que défini autrement ailleurs dans le présent document). Dans d'autres exemples décrits, le rapport de température-pression peut être n'importe lequel des suivants : 1,52, 1,55, 1,60, 1,65, 1,70, 1,75 ou 1,80. Le rapport de température-pression 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). Dans ce mode de réalisation (et dans n'importe quel autre) le rapport de pression global (en croisière) peut être n'importe lequel des suivants : 42,5, 44, 46, 48, 50, 52, 54, 56, 58, 60, 62, 64, 66, 68, ou 70. 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). En configurant le moteur à turbine à gaz pour fonctionner avec un rapport de température-pression et un rapport de pression global dans ces plages une SFC de croisière réduite est fournie. D'autres avantages tels qu'un bruit réduit et une consommation réduite de carburant peuvent également être fournis. Comme abordé précédemment, un faible rapport de pression de tuyère de contournement peut être facilité par l'utilisation d'une architecture à engrenages. Un système de compression de cœur avec des niveaux convenables de rendement et de charge est également choisi de sorte que les paramètres opérationnels se situent dans les plages ci-dessus. Comme déjà décrit, ceci est obtenu dans le présent mode de réalisation avec l'utilisation de 13 étages de compression fournis par la soufflante et le cœur de moteur. Afin d'obtenir la faible vitesse de soufflante requise une conception suffisamment aérodynamique est choisie. Ceci peut être obtenu de la manière déjà décrite ici. Par exemple, un pied de soufflante linéaire pour permettre une soufflante opérationnelle à un faible rapport de pression de tuyère de contournement peut être utilisé, comme décrit ailleurs dans le présent document. Ceci fait en sorte typiquement qu'il est à une charge plus optimale, améliorant ainsi le rendement et réduisant l'augmentation de température à travers celui-ci pour un niveau défini de compression. Ceci n'est cependant qu'un seul exemple de la manière dont un rapport de température-pression dans la ou les plage(s) définie(s) ci-dessus peut être obtenu (voir la section des exemples de mise en œuvre ci-dessus). Rayon d'extrémité de soufflante : En référence à la Figure 7, la soufflante 23 comprend un arrangement annulaire d'aubes de soufflante 64 s'étendant à partir d'un moyeu 66. Chaque aube de soufflante 64 peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant à partir d'un pied 66a reçu dans une fente dans le moyeu de soufflante 66 au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à une extrémité 68 à une position de portée de 100 %. Comme abordé ailleurs dans le présent document, chaque aube de soufflante 64 a un bord d'attaque 64a et un bord de fuite 64b défini le long de la direction de flux de gaz à travers le moteur. Le rayon au niveau du moyeu de soufflante 66a et le rayon au niveau de l'extrémité 68 peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque 64a (ou de la partie la plus axialement vers l'avant) de l'aube. Le rapport du moyeu à l'extrémité désigne la distance 103 montrée sur la Figure 7 (la partie lavée par les gaz du bord d'attaque d'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de n'importe quelle plate-forme par non dimensionnel chaque aube de soufflante est couplée au moyeu) divisée par le rayon global d'extrémité de soufflante 102. Le rayon 102 de la soufflante 23, également dénommé le rayon d'extrémité de soufflante 102, ou R extrémité de soufflante , peut être mesuré entre la ligne médiane de moteur 9 et l'extrémité d'une aube de soufflante 64 au niveau de son bord d'attaque 64a (dans une direction radiale). Le diamètre de soufflante (D) peut être simplement défini comme le double du rayon 102 de la soufflante 23. Dans les modes de réalisation décrits, le rayon d'extrémité de soufflante 102 est dans la plage de 95 cm à 200 cm, ou de 110 cm à 200 cm. Dans certains modes de réalisation, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 95 cm à 150 cm ou de 110 cm à 150 cm. Dans certaines variantes de réalisation, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Dans certains modes de réalisation, le diamètre de la soufflante est dans la plage allant de 190 cm à 300 cm, ou de 220 cm à 300 cm. Dans certaines variantes de réalisation, le diamètre de la soufflante est dans la plage allant de 310 cm à 400 cm. Rayon de moyeu : Le rayon de moyeu, R moyeu , est la distance (radiale) 103 (en mètres) entre la ligne médiane du moteur et le point radialement interne sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire le point radialement interne de la surface lavée par les gaz de l'aube de soufflante) – celle-ci est équivalente au rayon du moyeu 66 de la soufflante 23 au niveau du point auquel le bord d'attaque de chaque aube 64 s'étend à partir de là. Aire de soufflante : L'aire de face de soufflante, A soufflante , est définie comme l'aire annulaire entre les extrémités d'aube de soufflante 68 et le moyeu 66 au niveau de la position axiale de l'extrémité de bord d'attaque d'aube de soufflante. L'aire de face de soufflante est mesurée dans un plan radial. L'homme du métier comprendra que A soufflante est au moins essentiellement équivalente à l'aire de l'espace annulaire formé entre le moyeu 66 de la soufflante 23 et la surface interne de la nacelle 21 immédiatement adjacente aux extrémités d'aube de bord d'attaque pour le réacteur à double flux 10 étant décrit, et est pour cette raison équivalent à l'aire de face de soufflante moins l'aire occupée par le moyeu 66. Comme décrit ici, l'aire de flux de la soufflante (A soufflante ) est définie comme : Où : R extrémité de soufflante est le rayon 102 (en mètres) de la soufflante 23 au niveau du bord d'attaque (c'est-à-dire au niveau des extrémités du bord d'attaque des aubes de soufflante 64) ; R moyeu est la distance 103 (en mètres) entre la ligne médiane du moteur et le point radialement interne sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire le point radialement interne de la surface lavée par les gaz de l'aube de soufflante) : celle-ci est équivalente au rayon du moyeu 66 de la soufflante 23 au niveau du point auquel le bord d'attaque de chaque aube 64 est relié à celle-ci, et peut être appelée rayon de moyeu. Dans un mode de réalisation, le rapport du rayon d'aube de soufflante 64 au niveau de son moyeu 66 au rayon de l'aube de soufflante au niveau de son extrémité 68 peut être inférieur à 0,29. Dans le mode de réalisation décrit, la surface de flux est définie dans un plan radial, et peut donc être calculée en utilisant le rayon d'extrémité de soufflante 102 et le rayon de moyeu 103. Débit massique quasi non dimensionnel Q En référence à la Figure 7, un débit massique quasi non dimensionnel Q peut être défini comme : Où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T 0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P 0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; A soufflante est l'aire de la face de soufflante en m 2 . Comme décrit ici, l'aire de la face de soufflante (A soufflante ) est définie comme : Où : D est le diamètre (en mètres) de la soufflante au niveau du bord d'attaque (c'est-à-dire au niveau des extrémités du bord d'attaque des aubes de soufflante) ; h est la distance (en mètres) entre la ligne médiane du moteur et le point radialement interne sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire du point radialement interne de la surface lavée par les gaz de l'aube de soufflante) ; et t est la distance (en mètres) entre la ligne médiane du moteur et le point radialement externe sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire t = D/2). A soufflante peut aussi être appelé surface de flux de soufflante puisqu'il correspond à la surface lavée par les gaz de la soufflante (la surface balayée par les aubes en dehors du moyeu). Ceci peut être représenté de manière équivalente comme suit : tel que décrit précédemment. Aux conditions de croisière, Q peut avoir une valeur dans la plage entre 0,025 et 0,038. Plus spécifiquement, Q peut avoir une valeur dans la plage entre 0,031 et 0,036 et encore plus spécifiquement dans la plage entre 0,032 et 0,035. Dans d'autres modes de réalisation, Q peut avoir une valeur inférieure à 0,35. Toutes les valeurs pour Q dans ce paragraphe ont des unités Kg -1 N -1 K 1/2 . Les conditions de croisière auxquelles Q est mesuré sont telles que définies ailleurs dans le présent document. Rapport de pression de soufflante Comme indiqué ci-dessus, en aval de la soufflante 23, l'air se sépare en deux flux séparés : un premier flux d'air A dans le cœur de moteur et un deuxième flux d'air B qui traverse le conduit de contournement 22 pour fournir une poussée propulsive. En référence à la Figure 7, les premier et deuxième flux d'air A, B sont séparés au niveau d'un séparateur généralement annulaire 70, par exemple au niveau du bord d'attaque du séparateur généralement annulaire 70 au niveau d'une ligne de stagnation généralement circulaire. Comme déjà décrit, une ligne de courant de stagnation 110 stagne sur le bord d'attaque du séparateur 70. Les lignes de courant de stagnation 110 autour de la circonférence du moteur 10 forment une surface de courant 110. Tout le flux A radialement à l'intérieur de cette surface de courant 110 s'écoule à terme à travers le cœur de moteur. La surface de courant 110 forme une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux qui s'écoule à terme à travers le cœur de moteur, qui peut être appelé flux de cœur A. Tout le flux B radialement à l'extérieur de la surface de courant 110 s'écoule à terme à travers le conduit de contournement 22. La surface de courant 110 forme une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux B qui s'écoule en fin de compte à travers le conduit de contournement 22, qui peut être dénommé le flux de contournement B. En cours d'utilisation, les aubes de soufflante de la soufflante 23 agissent sur le flux, augmentant de ce fait la pression totale du flux. Un rapport de pression de pied de soufflante est défini comme la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite (en tant que flux A) à travers le cœur de moteur à la pression totale moyenne au niveau de l'entrée de la soufflante 23. En référence à la Figure 7, la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur est la pression totale moyenne P A du flux qui est juste en aval de la soufflante 23 et radialement à l'intérieur de la surface de courant 110. Également sur la Figure 7, la pression totale moyenne P 0 à l'entrée de la soufflante 23 est la pression totale moyenne sur la surface qui s'étend à travers le moteur (par exemple du moyeu 66 à l'extrémité 68 de l'aube de soufflante 64) et est immédiatement en amont de la soufflante 23. Dans le mode de réalisation actuellement décrit, le rapport de pression de pied de soufflante est dans une plage entre 1,13 et 1,3. Plus spécifiquement le rapport de pression de pied de soufflante est dans une plage entre 1,18 et 1,30, et encore plus spécifiquement il vaut 1,24. Toutes les valeurs dans ce paragraphe sont aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document. Un rapport de pression d'extrémité de soufflante est défini comme la pression totale moyenne P B du flux au niveau de la sortie de rotor de ventilateur qui s'écoule ensuite (en tant que flux B) à travers le conduit de contournement 22 à la pression totale moyenne à l'entrée de la soufflante 23. En référence à la Figure 7, la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement 22 est la pression totale moyenne sur la surface qui est juste en aval de la soufflante 23 et radialement à l'extérieur de la surface de courant 110. Dans le mode de réalisation actuellement décrit, le rapport de pression d'extrémité de soufflante est dans une plage entre 1,2 et 1,45. Plus spécifiquement, il est dans une plage entre 1,35 et 1,44, et encore même plus spécifiquement il vaut 1,41. Toutes les valeurs dans ce paragraphe sont aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document. Un rapport de pression de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de la sortie de la soufflante à la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de l'entrée de la soufflante. Dans le mode de réalisation actuellement décrit, le rapport de pression de soufflante, aux conditions de croisière, est dans la plage entre 1,2 et 1,45. Plus spécifiquement il est dans la plage entre 1,35 et 1,43, et encore plus spécifiquement il vaut 1,39. Toutes les valeurs dans ce paragraphe sont aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document. Comme abordé ailleurs dans le présent document, le travail effectué par les aubes de soufflante 64 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Dans le présent mode de réalisation, la charge d'extrémité de soufflante (dH/Utip 2 ) aux conditions de croisière est dans une plage de 0,25 à 0,4, et plus spécifiquement va de 0,28 à 0,34, et encore même plus spécifiquement de 0,29 à 0,31. La Figure 8 illustre un exemple d'aéronef 100 ayant un moteur à turbine à gaz 10 fixé à chaque aile 102a, 102b de celui-ci. Chaque moteur à turbine à gaz 10 est fixé par l'intermédiaire d'un pylône respectif 104a, 104 b. Lorsque l'aéronef 100 est en vol dans des conditions de croisière, telles que définies ici, chaque moteur à turbine à gaz 10 fonctionne selon les paramètres définis ici. Par exemple, le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne, aux conditions de croisière, de telle sorte que l'un quelconque ou plusieurs quelconques parmi : a) le rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29, et encore plus spécifiquement est dans une plage entre 22 et 27 ; b) le rapport de la vitesse de jet à l'OPR défini comme : est dans une plage entre une plage entre 4,7 m/s et 7,7 m/s, et plus spécifiquement entre 5,0 m/s et 7,0 m/s (c'est-à-dire 15,4 pieds/s et 25,3 pieds/s, et plus spécifiquement est dans une plage entre 16,4 pieds/s et 23,0 pieds/s) ; et/ou c) le rapport de température-pression, défini comme : est dans une plage entre 1,52 et 1,8, et le rapport de pression global est dans une plage entre 42,5 et 70, plus spécifiquement entre 50 et 70, et encore plus spécifiquement entre 52 et 65. La présente description concerne également un procédé 1000 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef. Le procédé 1000 est illustré sur la Figure 9. Le procédé 1000 comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 décrit ailleurs dans le présent document pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière. Le procédé 1000 comprend le démarrage 1002 du moteur 10 (par exemple avant le roulage sur une piste), et le fonctionnement 1004 du moteur pendant le roulage, le décollage et la montée de l'aéronef 100 de manière appropriée, de manière à atteindre des conditions de croisière. Une fois que les conditions de croisière ont été atteintes, le procédé 1000 comprend alors le fonctionnement 1006 du moteur à turbine à gaz 10 décrit dans les modes de réalisation ici pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz est mis en œuvre de telle sorte que n'importe lequel des paramètres ou rapports définis ou revendiqués ici est au sein de la plage spécifiée. Par exemple, le procédé 1000 comprend le fonctionnement 1002 du moteur à turbine à gaz 10 aux conditions de croisière de telle sorte que l'un quelconque ou plusieurs quelconques parmi : a) le rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29 ; et plus spécifiquement est dans une plage entre 22 et 27 ; b) le rapport de vitesse de jet défini comme : est dans une plage entre une plage entre 4,7 m/s et 7,7 m/s, et plus spécifiquement entre 5,0 m/s et 7,0 m/s (c'est-à-dire 15,4 pieds/s et 25,3 pieds/s, et plus spécifiquement est dans une plage entre 16,4 pieds/s et 23,0 pieds/s) ; et/ou c) le rapport de température-pression, défini comme : est dans une plage entre 1,52 et 1,8, et le rapport de pression global est dans une plage entre 42,5 et 70, plus spécifiquement entre 50 et 70, et encore plus spécifiquement entre 52 et 65. Il 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 exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être 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. ______________________ Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines (17, 19), un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs (14,15), et un arbre de cœur (26) reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une pression de sortie de compresseur (P30) est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur (11) comprend en outre un séparateur annulaire (70) au niveau duquel un flux est divisé entre un flux de cœur (A) qui s'écoule à travers le cœur de moteur et un flux de contournement (B) qui s'écoule le long d'un conduit de contournement (22), dans lequel des lignes de courant de stagnation (110) autour de la circonférence du moteur (10), stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire (70), forment une surface de courant (110) formant une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux de cœur (A) ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11), la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante (64) s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante (64) ayant un bord d'attaque (64a) et un bord de fuite (64b), chaque aube de soufflante (64) ayant une partie radialement interne (65a) se trouvant au sein du tube de courant qui contient le flux de cœur (A), et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante (P20) est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque (64a) de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante (64) aux conditions de croisière ; et une nacelle (21) entourant le cœur de moteur (11), la nacelle (21) définissant le conduit de contournement (22) et une tuyère d'échappement de contournement (18), dans lequel : un rapport de pression global est défini comme la pression de sortie de compresseur (P30) divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante (P20), un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement (18) aux conditions de croisière, et un rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant un système de turbine comprenant une ou plusieurs turbines (17, 19), un système de compresseur comprenant un ou plusieurs compresseurs (14,15), et un arbre de cœur (26) reliant le système de turbine au système de compresseur, dans lequel une pression de sortie de compresseur (P30) est définie comme une pression moyenne de flux d'air à la sortie du compresseur à plus haute pression du système de compresseur aux conditions de croisière, le cœur de moteur (11) ayant un rayon de cœur (105) défini entre la ligne médiane (9) du moteur (10) et une extrémité la plus en avant (70) du cœur de moteur (11) ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11), la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante (64) s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante (64) ayant un bord d'attaque (64a) et un bord de fuite (64b), dans lequel une partie radialement interne (65a) de chaque aube de soufflante (64) est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante (64) à une distance de la ligne médiane (9) du moteur (10) inférieure au rayon de cœur (105), et dans lequel une pression d'entrée de pied de soufflante (P30) est définie comme une pression moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque (64a) de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante (64) aux conditions de croisière ; et une nacelle (21) entourant le cœur de moteur (11), la nacelle (21) définissant un conduit de contournement (22) et une tuyère d'échappement de contournement (18), dans lequel : un rapport de pression global est défini comme la pression de sortie de compresseur (P30) divisée par la pression d'entrée de pied de soufflante (P20), un rapport de pression de tuyère de contournement est défini comme le rapport de pression de tuyère de la tuyère d'échappement de contournement (18) aux conditions de croisière, et un rapport de pression combiné défini comme : est dans une plage entre 20 et 29. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel le rapport de pression combiné est dans une plage entre 22 et 27. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport de pression global est l'un quelconque parmi : a) supérieur à 42,5 ; b) dans une plage entre 42,5 et 70 ; c) dans une plage entre 50 et 70 ; d) dans une plage entre 52 et 65. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel : le rapport de pression combiné est dans une plage entre 22 et 27 et : le rapport de pression global est dans une plage entre 50 et 60, et éventuellement le rapport de pression global est dans une plage entre 52 et 60 ; et/ou le rapport de pression de tuyère de contournement est dans une plage entre 2,0 et 2,3, et éventuellement est dans une plage entre 2,02 et 2,25 ; et/ou un nombre d'étages de compression est défini comme le nombre d'étages de compression fournis par la soufflante et le système de compresseur combiné, et dans lequel le nombre d'étages de compression est de 13 ou plus. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : le système de compresseur comprend un premier compresseur (14) et un deuxième compresseur (15), le système de turbine comprend une première turbine (19) et une deuxième turbine (17), l'arbre de cœur (26) est un premier arbre de cœur reliant le premier compresseur (14) et la première turbine (19), le cœur de moteur comprend en outre un deuxième arbre de cœur (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre de cœur sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur, et éventuellement dans lequel le premier compresseur comprend 3 étages de compression et le deuxième compresseur comprend au moins 9 étages de compression. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel une augmentation de pression d'étage est produite à travers chaque étage de compression du système de compresseur, et l'augmentation moyenne de pression d'étage des étages de compresseur fournis dans le système de compresseur est dans la plage entre 1,3 et 1,4. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel, aux conditions de croisière, la poussée spécifique du moteur à turbine à gaz est l'une quelconque parmi : a) dans une plage entre 50 NKg -1 s et 100 NKg -1 s ; b) dans une plage entre 70 NKg -1 s et 90 NKg -1 s ; ou c) égale ou inférieure à 90 NKg -1 s. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel une face annulaire de soufflante est définie au niveau d'un bord d'attaque de la soufflante, et un débit massique quasi non dimensionnel Q est défini comme : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T 0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P 0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; A soufflante est la surface de la face de soufflante en m 2 ; dans lequel aux conditions de croisière, Q a une valeur dans la plage entre 0,025 Kgs -1 N -1 K 1/2 et 0,038 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et éventuellement Q a une valeur dans une plage entre 0,031 Kgs -1 N -1 K 1/2 et 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et éventuellement en outre Q a une valeur dans une plage entre 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 et 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et encore éventuellement en outre Q a une valeur inférieure ou égale à 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 aux conditions de croisière. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel une charge d'extrémité de soufflante aux conditions de croisière est définie comme dH/Utip 2 , où dH est l'élévation d'enthalpie à travers la soufflante (23) et Utip est la vitesse de translation des aubes de soufflante au niveau de l'extrémité du bord d'attaque de la soufflante, et dans lequel la charge d'extrémité de soufflante est dans une plage de 0,25 à 0,4, et éventuellement va de 0,28 à 0,34, éventuellement 0,29 à 0,31. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : un rapport de pression d'extrémité de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air à la sortie de la soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement à la pression totale moyenne du flux d'air à l'entrée de la soufflante, et dans lequel, aux conditions de croisière : le rapport de pression d'extrémité de soufflante est dans une plage entre 1,2 et 1,45, et éventuellement le rapport de pression d'extrémité de soufflante est dans une plage entre 1,35 et 1,44, et éventuellement en outre le rapport de pression d'extrémité de soufflante vaut 1,41 ; et/ou un rapport de pression de pied de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air à la sortie de la soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur à la pression totale moyenne du flux d'air à l'entrée de la soufflante, et dans lequel, aux conditions de croisière : le rapport de pression de pied de soufflante est dans une plage entre 1,13 et 1,3, et éventuellement le rapport de pression de pied de soufflante est dans une plage entre 1,18 et 1,30, et éventuellement en outre le rapport de pression de pied de soufflante vaut 1,24 ; et/ou un rapport de pression de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de la sortie de la soufflante à la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de l'entrée de la soufflante, et dans lequel, dans des conditions de croisière : le rapport de pression de soufflante est dans une plage entre 1,2 et 1,45, et éventuellement le rapport de pression de soufflante est dans une plage entre 1,35 et 1,43, et éventuellement en outre le rapport de pression de soufflante est de 1,39. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les conditions de croisière signifient les conditions à mi-croisière d'un aéronef auquel le moteur (10) est fixé, et signifient éventuellement les conditions subies par l'aéronef et le moteur (10) au point médian entre la fin de la montée et le début de la descente. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel l'un quelconque ou plusieurs quelconques parmi : a) la vitesse avant du moteur à turbine à gaz aux conditions de croisière est dans la plage allant de Mn 0,75 à Mn 0,85 et, éventuellement, la vitesse avant du moteur à turbine à gaz aux conditions de croisière est de Mn 0,8 ; b) les conditions de croisière correspondent aux conditions atmosphériques définies par l'atmosphère type internationale à une altitude de 11 582 m et un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 ; c) les conditions de croisière correspondent aux conditions atmosphériques définies par l'atmosphère type internationale à une altitude de 10 668 m et un nombre de Mach vers l'avant de 0,85 ; et/ou d) les conditions de croisière correspondent aux conditions atmosphériques à une altitude qui est dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m, et éventuellement à une altitude de 11 000 m. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel le moteur à turbine à gaz comprend en outre un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis l'arbre de cœur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante (23) de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de cœur (26), et éventuellement dans lequel le réducteur (30) a un rapport d'engrenage dans une plage allant de 3 à 4 ; et éventuellement en outre dans une plage allant de 3,2 à 3,7. Procédé (1000) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10) sur un aéronef (100), le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans l'une quelconque revendication précédente, dans lequel le procédé comprend : le fonctionnement (1006) du moteur à turbine à gaz (10) pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de pression combiné est dans une plage entre 20 et 29. ______________________