Brevet FR3128740A1 — publié le 20230505

L'invention concerne un moteur à turbine à gaz (10) qui est agencé pour être monté en dessous d'une aile (52) d’un aéronef et comprend un noyau de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre de noyau (26) reliant la turbine au compresseur, la turbine (19) comprenant un étage de rotor de plus basse pression (19b) ; et une soufflante (23) située en amont du noyau de moteur (11) et comprenant une pluralité de pales de soufflante (64) s'étendant à partir d'un moyeu (66) ; et dans lequel un rapport de blocage aval défini par : et multiplié par un débit massique quasi-non-dimensionnel Q pris dans des conditions de croisière, est situé dans la plage allant de 005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . [Figure 11A] MOTEUR À TURBINE À GAZ DE FAIBLE DIAMÈTRE La présente description concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, et plus spécifiquement un moteur à turbine à gaz avec des dimensions spécifiées de composants relatifs. L'homme du métier appréciera qu'une simple augmentation de taille de composants d'un type de moteur connu ne peut pas entrainer une élévation correspondante de la puissance/poussée et/ou de l'efficacité, et peut introduire des problèmes tels qu'une augmentation de la traînée ou une difficulté d'installation. Il peut donc être approprié de repenser les paramètres du moteur. Par exemple, l'homme du métier appréciera que, si la taille globale d'un moteur à turbine à gaz est augmentée, un problème devant être abordé est la manière de réduire la traînée globale produite par une nacelle plus grande du moteur plus grand lorsqu'il est en service. Si les composants du moteur sont agrandis proportionnellement, par une simple augmentation de volume d'un type de moteur connu, la traînée accrue peut affecter négativement les performances de l'aéronef sur lequel le moteur est monté. En outre ou en variante, le moteur peut ne plus être adapté pour être monté sous l'aile de l'aéronef à moins que les dimensions ne soient ajustées. 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 similaires, désigne une plage inclusive ; y compris les valeurs limites X et Y. Telle qu'elle est utilisée ici, l'expression « plan axial » désigne un plan s'étendant le long de la longueur d'un moteur, parallèle à et contenant une ligne médiane axiale du moteur, et l'expression « plan radial » désigne un plan s'étendant perpendiculairement à la ligne médiane axiale du moteur, de sorte qu'il comporte toutes les lignes radiales à la position axiale du plan radial. Les plans axiaux peuvent également être appelés plans longitudinaux, tant qu'ils s'étendent le long de la longueur du moteur. Une distance radiale ou une distance axiale est donc une distance dans un plan radial ou axial, respectivement. Selon un aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour aéronef, le moteur comprenant un cœur de moteur ayant une longueur de cœur et comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de pression la plus basse, la turbine ayant un diamètre de turbine à l'étage de rotor de pression la plus basse ; et 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, le moyeu et les aubes de soufflante définissant ensemble une face de soufflante ayant une aire de face de soufflante et un rayon d'extrémité de soufflante. Un rapport de surface moteur [Math. 1] : se situe dans la plage allant de 1,7 à 3. Le présent aspect concerne un moteur à turbine à gaz ayant des tailles relatives spécifiées de face de soufflante et de moteur. L'homme du métier appréciera qu'une grande soufflante peut fournir un rendement propulsif amélioré. L'homme du métier appréciera qu'un diamètre de turbine relativement faible, par rapport à la taille de la soufflante, peut améliorer la facilité d'installation. L'homme du métier appréciera qu'une longueur de cœur relativement courte, et/ou un diamètre de cœur relativement étroit, par rapport à la taille de la soufflante, peuvent bénéficier d'une installation à couplage court. L'homme du métier appréciera que le peut fournir une zone de moteur efficace dans un plan axial, et que la réduction de cette zone peut être positive pour une installation à couplage court. En particulier, la soufflante peut être montée plus près de l'aile lorsque la zone de moteur est plus petite (montée plus à l'arrière et plus haut qu'habituellement), ce qui réduit le moment appliqué à l'aile par la masse du moteur. L'homme du métier appréciera que des unités équivalentes doivent être sélectionnées pour l'aire de face de soufflante, le diamètre de la turbine et la longueur du cœur, par exemple si l'aire est donnée en m 2 , les longueurs doivent être toutes deux prévues en mètres. Le rapport de surface de moteur peut être supérieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de surface de moteur peut se situer dans la plage allant de 1,7 à 3,0, et éventuellement de 1,70 à 3,00. Le rapport de surface de moteur peut se situer dans la plage allant de 1,8 à 3, ou de 1,9 à 3 (ou éventuellement 3,0). Le rapport de surface de moteur peut se situer dans la plage allant de 2 à 3. Le rapport de surface de moteur peut se situer dans la plage allant de 2,1 à 2,7. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être mesuré entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque ; de manière équivalente, la description peut être que le rayon d'extrémité de soufflante est défini comme la distance radiale entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. L'aire de face de soufflante peut être égale à π multiplié par le carré du rayon d'extrémité de soufflante. Le rayon d'extrémité de soufflante, mesuré entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque, peut être dans la plage allant de 95 cm à 200 cm, par exemple dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, ou encore dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être supérieur à l'un quelconque de : 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm ou 195 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être de l'ordre de 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm ou 195 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être supérieur à 160 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, éventuellement dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, éventuellement dans la plage allant de 110 cm à 145 cm, et en outre éventuellement dans la plage allant de 120 cm à 140 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 155 à 200 cm, éventuellement dans la plage allant de 160 cm à 200 cm, et en outre éventuellement dans la plage allant de 165 cm à 190 cm. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage de 110 cm à 150 cm, le rapport de surface de moteur peut être dans la plage allant de 1,7 à 3, éventuellement de 1,7 à 2,7, éventuellement de 2,1 à 2,7, et en outre éventuellement de 2,2 à 3. Facultativement, par exemple pour un moteur à rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 à 200 cm, le rapport de surface de moteur peut être dans la plage allant de 2 à 3, éventuellement 2,2 à 3, éventuellement 2,3 à 2,6, et éventuellement de 2,5 à 2,6. Le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré à l'emplacement axial de bords de fuite d'extrémité d'aube de rotor de l'étage de rotor de plus basse pression. Dans des modes de réalisation dans lesquels le rotor (de l'étage de rotor de plus basse pression) est caréné, le diamètre de turbine de la turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré sur la face inférieure du carénage. Dans des modes de réalisation dans lesquels le rotor (de l'étage de rotor de plus basse pression) est non caréné, le diamètre de turbine de la turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré sur les extrémités d'aubes du rotor. L'étage de rotor de plus basse pression peut être l'étage de rotor axialement le plus vers l'arrière du rotor (ou plus en aval). Le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être dans la plage allant de 70 cm à 170 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de110 cm à 140 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être dans la plage allant de 70 cm à 120 cm, par exemple de 80 cm à 115 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être dans la plage allant de 120 cm à 170 cm, par exemple de 130 cm à 160 cm. Le rapport du rayon d'extrémité de soufflante au diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression [Math. 2] ( ) peut être dans la plage de 0,8 à 2,1. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, le rapport du rayon d'extrémité de soufflante au diamètre de turbine peut être compris entre 0,8 et 2,1. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport du rayon d'extrémité de soufflante au diamètre de turbine peut être compris entre 0,9 et 1,7. La longueur de cœur peut être définie comme la distance axiale entre une région avant du compresseur et une région arrière de la turbine. La longueur de cœur peut être mesurée le long d'une ligne centrale du moteur depuis un point de rayon moyen du premier étage du bord d'attaque d'aube de compresseur au point de rayon moyen du bord de fuite d'aube d'étage de rotor de plus basse pression de turbine. La longueur de cœur peut être dans la plage allant de 150 cm à 350 cm, et éventuellement 160 cm à 320 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, la longueur de cœur peut être dans la plage allant de 160 cm à 260 cm, par exemple 200 cm à 250 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 à 200 cm, la longueur de cœur peut être dans la plage allant de 240 cm à 320 cm, par exemple 260 cm à 300 cm. Le rapport du rayon d'extrémité de soufflante à la longueur de cœur [Math. 3] peut être dans la plage de 0,3 à 1, et éventuellement de 0,4 à 0,9, éventuellement de 0,5 à 0,8. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, le rapport du rayon d'extrémité de soufflante à la longueur de cœur peut être dans la plage allant de 0,4 à 0,9, éventuellement 0,5 à 0,8, ou 0,55 à 0,75. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport du rayon d'extrémité de soufflante à la longueur de cœur peut être compris dans la plage allant de 0,5 à 0,8, éventuellement de 0,60 à 0,80. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre, un réducteur. Le réducteur peut être connecté entre l'arbre de cœur et la soufflante. Le réducteur peut être agencé pour recevoir une entrée depuis l'arbre de cœur et pour fournir une sortie destinée à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. Le réducteur peut aider à faciliter les rapports (par exemple le rapport de surface de moteur) décrits ici. La soufflante peut comprendre une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant radialement à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite. L'étage de turbine de plus basse pression peut comprendre une rangée d'aubes de rotor, chacune des aubes s'étendant radialement et ayant un bord d'attaque et un bord de fuite. Le moteur à turbine à gaz peut avoir un axe d'extrémité de soufflante, qui relie une extrémité radialement extérieure du bord d'attaque d'une de la pluralité d'aubes de soufflante et l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite d'une des aubes de rotor de l'étage de plus basse pression de la turbine. L'axe d'extrémité de soufflante peut se trouver dans un plan longitudinal qui contient une ligne centrale du moteur à turbine à gaz. Un angle d'axe d'extrémité de soufflante peut être défini comme l'angle entre l'axe d'extrémité de soufflante et la ligne centrale, et l'angle d'axe de soufflante se situe dans une plage allant de 10 à 20 degrés, éventuellement 11 à 18 degrés, 12 à 17 degrés, ou 12 à 16 degrés. L'angle d'axe d'extrémité de soufflante peut être tel que décrit ci-dessous. Le cœur de moteur peut comprendre en outre plus d'une turbine. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et une tuyère d'échappement de cœur ayant une sortie de tuyère d'échappement de cœur, la tuyère d'échappement de cœur ayant un rapport de pression de tuyère d'échappement de cœur calculé en utilisant la pression totale à la sortie de tuyère de cœur ; une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de contournement situé radialement à l'extérieur du cœur de moteur, le conduit de contournement comprenant une tuyère d'échappement de contournement ayant une sortie de tuyère d'échappement de contournement, la tuyère d'échappement de contournement ayant un rapport de pression de tuyère d'échappement de contournement calculé en utilisant la pression totale à la sortie de la tuyère de contournement. Le rapport contournement-cœur [Math. 4] : est configuré pour se situer dans la plage allant de 1,1 à 2 dans des conditions de croisière de l'aéronef. Le présent aspect concerne un moteur à turbine à gaz ayant des rapports spécifiés des pressions relatives de tuyère d'échappement de cœur et de contournement. L'homme du métier appréciera qu'un rapport de pression de tuyère (NPR) est défini comme [Math. 5] : L'homme du métier appréciera que la norme dans le domaine définit la « pression totale » à une sortie de tuyère comme la somme des pressions statiques et dynamiques au niveau de la sortie de la tuyère. Étant donné que la pression ambiante de l'environnement est la même pour la tuyère d'échappement de cœur et la tuyère d'échappement de contournement, le rapport contournement-cœur peut donc être simplifié comme suit [Math. 6] : Le rapport [Math. 7] peut également être appelé taux d'extraction. La pression ambiante (ou pression de l'environnement) peut également être appelée pression statique de sortie. L'homme du métier appréciera que la relation spécifiée entre les NPR peut améliorer l'efficacité du moteur par rapport aux turbomoteurs connus, par exemple en améliorant la combustion du carburant. L'homme du métier appréciera que la relation spécifiée entre des NPR peut permettre de déduire des limitations de dimension du cœur de moteur et/ou de la soufflante ; la relation spécifiée n'est donc pas limitée dans son application au moment où l'aéronef est dans des conditions de croisière ; au contraire, qu'un moteur tombe ou non dans le domaine d'application de l’invention, peut être déduit de ces dimensions lorsque l'aéronef/moteur n'est pas utilisé. Le rapport contournement-cœur peut être supérieur à celui de moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport contournement-cœur peut se situer dans la plage allant de 1,1 à 2,0 dans des conditions de croisière de l'aéronef. Le rapport contournement-cœur peut se situer dans la plage allant de 1,10 à 2,00 dans des conditions de croisière de l'aéronef. Le rapport contournement-cœur peut être supérieur à 1,15 dans des conditions de croisière de l'aéronef. Le rapport contournement-cœur peut se situer dans la plage allant de 1,2 à 1,5 dans des conditions de croisière de l'aéronef. Le rapport contournement-cœur peut se situer dans la plage allant de 1,1 à 1,6 dans des conditions de croisière de l'aéronef. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport contournement-cœur peut se situer dans la plage allant de 1,0 à 1,4 ; par exemple de 1,1 à 1,4 ou de 1,0 à 1,3. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 à 200 cm, le rapport contournement-cœur peut se situer dans la plage allant de 1,3 à 1,6. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, peut être situé dans la plage allant de 2,0 à 2,3. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, [Math. 8] peut être situé dans la plage allant de 2,1 à 2,3. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, peut être situé dans la plage allant de 1,7 à 1,9. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, [Math. 9] peut être situé dans la plage allant de 1,4 à 1,6. Le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux passant par la conduite de contournement au débit massique du flux passant par le cœur dans les conditions de croisière. Le rapport de contournement peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 8, 8,5, 9, 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5, ou 20. Le rapport de contournement peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le rapport de contournement peut se situer dans la plage allant de 11 à 20, et éventuellement dans la plage allant de 13 à 20 ou de 14 à 20. Le rapport de contournement peut se situer dans la plage allant de 8 à 9,5, par exemple pour certains moteurs à entraînement direct (moteurs sans réducteur). Le rapport de contournement peut se situer dans la plage allant de 9 à 16, par exemple pour certains moteurs à réducteur (moteurs sans réducteur). Éventuellement, par exemple pour un moteur à rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm (qui peut être à engrenages), le rapport de contournement peut se situer dans la plage allant de 9 à 15, et éventuellement de 13 à 15. Éventuellement, par exemple pour un moteur à rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm (qui peut être à engrenages), le rapport de contournement peut se situer dans la plage allant de 13 à 18, éventuellement de 13 à 16. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques à une altitude comprise entre 10 500 m et 11 600 m, et éventuellement à des conditions atmosphériques à une altitude de 11 000 m. Une vitesse d'avancement du moteur à turbine à gaz dans des conditions de croisière peut être comprise entre un nombre de Mach (Mn) 0,75 et Mn 0,85. La vitesse d'avancement du moteur à turbine à gaz aux conditions de croisière peut être Mn 0,8. Les conditions de croisière peuvent correspondre à : • un nombre de Mach d'avancement de 0,8 ; • une pression de 23 000 Pa ; et • une température de -55 deg C. La pression totale à la sortie de la tuyère de contournement peut être déterminée au niveau d'un plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le plan de sortie peut s'étendre d'un point le plus arrière de la nacelle vers une ligne centrale du moteur. Le plan de sortie peut être un plan radial. Le cœur de moteur peut comporter un carter (également appelé structure interne fixe). La pression totale à la sortie de la tuyère de cœur peut être déterminée au niveau d'un plan de sortie de la tuyère d'échappement de cœur. Le plan de sortie peut s'étendre d'un point le plus arrière du carter de cœur de moteur vers une ligne centrale du moteur. Le plan de sortie peut être un plan radial. Le diamètre externe de la tuyère d'échappement de contournement à la sortie de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 200 cm à 400 cm, et éventuellement de 200 cm à 380 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 95 cm à 150 cm (par exemple 110 cm à 150 cm), le diamètre externe de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 200 cm à 290 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre externe de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 290 cm à 380 cm. Le diamètre interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le diamètre interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre les surfaces extérieures du cœur de moteur à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le diamètre interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 100 cm à 250 cm, et éventuellement de 130 cm à 220 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 95 cm à 150 cm (par exemple 110 cm à 150 cm), le diamètre interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 130 cm à 180 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 160 cm à 220 cm. La section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur peut aller de 0,4 m 2 (600 pouces carrés) à 1,3 m 2 (2000 pouces carrés). Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 95 cm à 150 cm (par exemple 110 cm à 150 cm), la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur peut se situer dans la plage allant de 0,4 m 2 (600 pouces carrés) à 0,6 m 2 (900 pouces carrés). Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur peut se situer dans la plage allant de 0,6 m 2 (900 pouces carrés) à 1,3 m 2 (2000 pouces carrés). La section d'écoulement de la tuyère d'échappement de contournement au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de conduit de contournement peut être de 1,9 m 2 (3000 pouces carrés) à 5,8 m 2 (9000 pouces carrés). Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 95 cm à 150 cm (par exemple 110 cm à 150 cm), la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de conduit de contournement à la sortie de la tuyère de conduit de contournement peut se situer dans la plage allant de 1,9 m 2 (3000 pouces carrés) à 4,5 m 2 (7000 pouces carrés). Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de conduit de contournement à la sortie de la tuyère d'échappement de conduit de contournement peut se situer dans la plage allant de 4,5 m 2 (7000 pouces carrés) à 5,8 m 2 (9000 pouces carrés). Le rapport de la section d'écoulement de tuyère d'échappement de contournement à la section d'écoulement de tuyère d'échappement de cœur [Math. 10] peut se situer dans la plage allant de 4 à 6, et facultativement dans la plage allant de 5 à 6. Facultativement, un moteur à engrenages (avec réducteur) peut avoir un rapport de la section d'écoulement de tuyère d'échappement de contournement à la section d'écoulement de tuyère d'échappement de cœur situé dans la plage allant de 5 à 6. La tuyère d'échappement de contournement et/ou la tuyère d'échappement de cœur peuvent être une tuyère convergente. Le moteur à turbine à gaz peut en outre comprendre un réducteur connecté entre le cœur et la soufflante. Le réducteur peut être agencé pour recevoir une entrée depuis l'arbre de cœur et pour fournir une sortie destinée à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de cœur. Le rayon d'extrémité de soufflante, mesuré entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque, peut être dans la plage allant de 95 cm à 200 cm, par exemple dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, ou encore dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être supérieur à l'un quelconque de : 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm ou 195 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être de l'ordre de 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm ou 195 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être supérieur à 160 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut se situer dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, éventuellement dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, éventuellement dans la plage allant de 110 cm à 145 cm, et en outre éventuellement dans la plage allant de 120 cm à 140 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut se situer dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, éventuellement dans la plage allant de 160 cm à 200 cm, et en outre éventuellement dans la plage allant de 165 cm à 190 cm. Le cœur de moteur peut comprendre en outre plus d'une turbine. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre 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. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour être monté sous une aile d'un aéronef. Un rapport de blocage aval peut être défini comme [Math. 11] : Un débit massique quasi-non-dimensionnel, Q, peut être défini comme [Math. 12] : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la face de soufflante en m 2 . Un rapport Q [Math. 13] du peut se situer dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,010 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et éventuellement de 0,0050 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,0110 ou à 0,0100 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport de blocage aval peut se situer dans une plage allant de 0,2 à 0,3. Le rapport de blocage aval peut se situer dans une plage allant de 0,20 à 0,29. Le rapport de blocage aval peut se situer dans une plage allant de 0,22 à 0,28. Une poussée spécifique peut être définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur ; et dans des conditions de croisière du moteur, il peut être tel que : 0,029 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 ; et 70 Nkg -1 s ≤ poussée spécifique ≤ 110 Nkg -1 s. Dans des conditions de croisière, il peut être que : 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Dans des conditions de croisière, il peut être que : 0,033 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Selon un autre aspect, l'invention concerne un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et une tuyère d'échappement de cœur ayant une sortie de tuyère d'échappement de cœur, la tuyère d'échappement de cœur ayant un rapport de pression de tuyère d'échappement de cœur calculé en utilisant la pression totale à la sortie de la tuyère de cœur ; une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de contournement situé radialement à l'extérieur du cœur de moteur, le conduit de contournement comprenant une tuyère d'échappement de contournement ayant une sortie de tuyère d'échappement de contournement, la tuyère d'échappement de contournement ayant un rapport de pression de tuyère de contournement calculé en utilisant la pression totale à la sortie de la tuyère de contournement. Le procédé comprend la commande de l'aéronef de sorte qu'un rapport contournement-cœur de [Math. 14] : se situe dans la plage allant de 1,1 à 2 dans des conditions de croisière de l'aéronef. L'aéronef peut être commandé de telle sorte qu'un rapport Q : , défini dans l'aspect précédent, peut se situer dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,010 Kgs -1 N -1 K 1/2 ., et facultativement de 0,0050 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,0100 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le moteur à turbine à gaz peut être tel que décrit pour l'aspect précédent. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant depuis un moyeu ; et un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur, dans lequel : le moteur à turbine à gaz a une longueur de moteur et une position de centre de gravité mesurés par rapport à la soufflante, et dans lequel un rapport de position de centre de gravité de [Math. 15] : est dans une plage allant de 0,43 à 0,6. Définir le rapport de position de centre de gravité dans cette plage peut permettre de situer le centre de gravité plus proche de la position de montage avant du moteur à turbine à gaz. Ceci peut aider à réduire ou à minimiser des charges de montage par rapport aux rapports de position de centre de gravité trouvés dans les moteurs à turbine à gaz connus ou qui seraient obtenues avec une mise à l'échelle proportionnelle de l'architecture de moteur. D'autres effets tels que la réduction de la flexion du cœur de moteur et la déviation de l'arbre peuvent également être prévus en définissant le rapport de position de centre de gravité tel que défini ci-dessus. Le rapport de position de centre de gravité peut être supérieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de la position de centre de gravité peut se situer dans la plage allant de 0,43 à 0,60, et éventuellement de 0,45 à 0,6 ou de 0,46 à 0,6 (ou à 0,60). Le rapport de position de centre de gravité peut se situer dans la plage allant de 0,47 à 0,49, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Le rapport de position de centre de gravité peut se situer dans la plage allant de 0,45 à 0,48, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. La longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 200 cm à 500 cm, et éventuellement de 230 cm à 470 cm, éventuellement de 300 cm à 450 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm (par exemple de 120 cm à 140 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 230 cm à 370 cm, éventuellement de 300 à 360 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm (par exemple de 165 cm à 190 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 370 cm à 470 cm, éventuellement de 390 cm à 450 cm. La position de centre de gravité peut se situer dans une plage allant de 100 cm à 230 cm, éventuellement de 140 cm à 220 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la position de centre de gravité peut se situer dans une plage allant de 100 cm à 180 cm, éventuellement de 140 cm à 180 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la position de centre de gravité peut se situer dans une plage allant de 160 cm à 230 cm, éventuellement de 180 cm à 220 cm. La longueur de moteur peut être mesurée comme la distance axiale entre une région avant de la soufflante et une région arrière de la turbine. La turbine peut comprendre un étage de turbine de plus basse pression ayant une rangée d'aubes de rotor, et la longueur de moteur peut être mesurée comme la distance axiale entre : l'intersection du bord d'attaque d'une de la pluralité d'aubes de soufflante et du moyeu ; et un point de rayon moyen du bord de fuite d'une des aubes de rotor de l'étage de turbine de plus basse pression de la turbine. Le point de rayon moyen peut être un point médian entre la position de portée de 0 % et une position de portée de 100 % de l'aube de rotor. La turbine peut être une turbine de plus basse pression d'une pluralité de turbines prévues dans le cœur. La position de centre de gravité peut être mesurée comme la distance axiale entre l'intersection du bord d'attaque d'une de la pluralité d'aubes de soufflante et du moyeu ; et le centre de gravité du moteur à turbine à gaz. Selon un aspect, il est prévu un rapport vitesse de soufflante au centre de gravité : peut se situer dans la plage allant de 600 tr/min à 1350 tr/min. Ce rapport peut être inférieur à celui des moteurs connus de turbine à gaz d'aéronef. En définissant le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité dans cette plage, le centre de gravité peut être déplacé vers l'avant par rapport à celui d'un moteur à entraînement direct tout en procurant une vitesse de rotation de soufflante relativement faible. Le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut se situer dans une plage allant de 650 tr/min à 1276 tr/min. Le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut se situer dans une plage allant de 600 tr/min à 1290 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut être de 925 tr/min à 1325 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut être de 650 tr/min à 910 tr/min. La vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut être comprise entre 1450 tr/min et 3020 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1970 tr/min à 3020 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1450 tr/min à 1910 tr/min. Selon un autre aspect, l'invention concerne un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant depuis un moyeu ; et un réducteur qui reçoit une entrée provenant de l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur, dans lequel : le moteur à turbine à gaz possède une longueur de moteur et une position de centre de gravité mesurés par rapport à la soufflante, et dans lequel le procédé comprend le contrôle de l'aéronef de telle sorte qu'un rapport de position de centre de gravité de [Math. 16] : se situe dans une plage allant de 0,43 à 0,6, et un rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité [Math. 17] : se situe dans une plage allant de 600 tr/min à 1350 tr/min. Le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut se situer dans une plage allant de 650 tr/min à 1276 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut être de 925 tr/min à 1325 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de la vitesse de soufflante au centre de gravité peut être de 650 tr/min à 910 tr/min. La vitesse de rotation maximale de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1450 tr/min à 3020 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1970 tr/min à 3020 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1450 tr/min à 1910 tr/min. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant depuis un moyeu ; et un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de cœur, dans lequel : le moteur à turbine à gaz a une longueur de moteur et un emplacement de réducteur par rapport à une région avant de la soufflante, dans lequel un rapport d'emplacement de réducteur [Math. 18] : est dans une plage allant de 0,19 à 0,45. Définir le rapport d'emplacement de réducteur dans cette plage peut permettre au réducteur d'être situé au niveau ou à proximité d'une position de montage avant du moteur à turbine à gaz. Vu que le réducteur fait généralement partie des composants les plus lourds dans le moteur, son emplacement peut avoir une influence significative sur la position du centre de gravité. Le déplacement du centre de gravité plus près du montage avant peut aider à minimiser les efforts de montage arrière. D'autres effets tels que la réduction de la flexion du cœur de moteur et la déviation de l'arbre d'entraînement de raccordement de cœur peuvent également être prévus en contrôlant le centre de gravité du moteur par un positionnement adapté du réducteur. Le rapport d'emplacement de réducteur peut être supérieur à celui des moteurs à turbine à gaz connus. Le rapport d'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 0,19 à 0,3. Le rapport d'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 0,19 à 0,23. Le rapport d'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 0,19 à 0,23, par exemple de 0,19 à 0,21, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Le rapport d'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 0,20 à 0,25, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,23 - par exemple, étant dans une plage allant de 0,225 à 0,235 - par exemple, pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. La longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 200 cm à 500 cm, et éventuellement de 230 cm à 470 cm, éventuellement de 300 cm à 450 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm (par exemple de 120 cm à 140 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 230 cm à 370 cm, éventuellement de 300 à 360 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm (par exemple de 165 cm à 190 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 370 cm à 470 cm, éventuellement de 390 cm à 450 cm. L'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 50 cm à 110 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, l'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 50 cm à 80 cm, éventuellement de 55 cm à 75 cm. Éventuellement, pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, l'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 80 cm à 110 cm, éventuellement de 85 cm à 105 cm. La longueur de moteur peut être mesurée comme la distance axiale entre une région avant de la soufflante et une région arrière de la turbine. La turbine peut comprendre un étage de turbine de plus basse pression ayant une rangée d'aubes de rotor, et la longueur de moteur est mesurée comme la distance axiale entre : l'intersection du bord d'attaque d'une de la pluralité d'aubes de soufflante et du moyeu ; et un point de rayon moyen du bord de fuite d'une des aubes de rotor de l'étage de turbine de plus basse pression de la turbine. Le point de rayon moyen peut être un point médian entre la position de portée de 0 % et une position de portée de 100 % de l'aube de rotor. La turbine peut être une turbine de plus basse pression d'une pluralité de turbines prévues dans le cœur. L'emplacement de réducteur peut être mesuré entre : l'intersection d'un bord d'attaque d'une des aubes de la soufflante et le moyeu ; et un plan central radial du réducteur, le plan central radial étant au niveau d'un point médian entre la face avant d'un engrenage le plus avant du réducteur et la face arrière d'un engrenage le plus arrière du réducteur. Le réducteur peut être un réducteur épicycloïdal comprenant une couronne dentée ; dans de tels modes de réalisation, l'emplacement de réducteur peut être mesuré comme la distance axiale entre : l'intersection d'un bord d'attaque d'une des aubes de soufflante et du moyeu ; et un plan radial intersectant le point central axial de la couronne dentée. Les aubes de soufflante peuvent être composées au moins en partie d'un matériau composite, et l'emplacement de réducteur pour de tels modes de réalisation peut se situer dans une plage allant de 50 cm à 110 cm et éventuellement dans une plage allant de 80 cm à 110 cm. Les aubes de soufflante peuvent être composées au moins en partie d'un métal ou d'un alliage métallique, tel qu'un alliage d'aluminium et de lithium, et dans lequel l'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 50 cm à 110 cm et éventuellement dans une plage allant de 50 cm à 80 cm. Les aubes de soufflante peuvent être composées au moins en partie d'un matériau composite et le rapport d'emplacement de réducteur peut se situer dans la plage allant de 0,02 à 0,25, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,23 ; par exemple, étant dans la plage allant de 0,225 à 0,235. Ceci peut être, par exemple, pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Les aubes de soufflante peuvent être composées au moins en partie d'un métal ou d'un alliage métallique, tel qu'un alliage d'aluminium et de lithium, et le rapport d'emplacement de réducteur peut se situer dans une plage allant de 0,19 à 0,25, par exemple de 0,19 à 0,23. Ceci peut être, par exemple, pour un moteur à rayon d'extrémité de soufflante quelconque. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; 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, les aubes de soufflante étant composées d'un métal ou d'un alliage métallique (éventuellement un alliage d'aluminium et de lithium) ; et un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur, dans lequel : le moteur à turbine à gaz a une longueur de moteur et un emplacement de réducteur par rapport à une région avant de la soufflante, dans lequel un rapport d'emplacement de réducteur [Math. 19] : dans lequel le rapport d'emplacement de réducteur peut être dans une plage allant de 0,19 à 0,3, éventuellement de 0,19 à 0,25. Ceci peut être, par exemple, pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; et 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, les aubes de soufflante étant composées au moins en partie, d'un matériau composite ; et un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur, dans lequel : le moteur à turbine à gaz a une longueur de moteur et un emplacement de réducteur par rapport à une région avant de la soufflante, dans lequel un rapport d'emplacement de réducteur [Math. 20] : dans lequel le rapport d'emplacement de réducteur peut être dans la plage allant de 0,20 à 0,25, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,23 ; par exemple, étant dans la plage allant de 0,225 à 0,235. Ceci peut être, par exemple, pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Le moteur à turbine à gaz de ces aspects peut en outre avoir un rapport de position de centre de gravité tel que défini dans l'un quelconque des énoncés des deux aspects précédents. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante, dans lequel un rayon d'extrémité de soufflante de la soufflante est mesuré/défini entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque ; et une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant une tuyère d'échappement de contournement, la tuyère d'échappement de contournement ayant un rayon externe. Le rapport de contournement externe à la soufflante [Math. 21] : est dans la plage allant de 0,6 à 1,05. Le présent aspect concerne un moteur à turbine à gaz comprenant une soufflante et une nacelle de formes et/ou de tailles relatives spécifiées. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir une tuyère d'échappement de contournement relativement étroite, par rapport à une taille de la soufflante, peut réduire la traînée produite par le moteur en cours d'utilisation. En outre, l'homme du métier appréciera que la tuyère d'échappement de contournement relativement étroite peut créer un système d'échappement plus compact, qui peut permettre ou faciliter la mise en place sous l'aile d'un moteur plus grand sur un aéronef. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,60 à 1,05. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,65 à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être inférieur à 1,05, éventuellement inférieur à 1,02, et en outre éventuellement inférieur à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,80 à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,9 à 1,0, et éventuellement dans la plage allant de 0,90 à 1,00. Le rayon d'extrémité de soufflante peut se situer dans la plage allant de 95 cm à 200 cm, par exemple dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, ou encore dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement externe à la soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,95 à 1,00, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,97, par exemple étant dans la plage allant de 0,96 à 0,98. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, un rapport de contournement externe à la soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,91 à 0,98, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,95, par exemple étant dans la plage allant de 0,94 à 0,96. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un plan de sortie, qui peut être un plan radial. Le rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale du plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre la ligne centrale du moteur et une surface intérieure de la nacelle à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 100 cm à 200 cm, et éventuellement de 100 cm à 190 cm. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être défini comme la moitié du diamètre de la tuyère d'échappement de contournement tel que décrit ci-dessus. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 100 cm à 145 cm, par exemple de 110 cm à 140 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être compris dans la plage allant de 145 cm à 190 cm. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un rayon intérieur. Un rapport de contournement interne à la soufflante [Math. 22] : peut être dans la plage allant de 0,4 à 0,65. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,5 à 0,6, et éventuellement dans la plage allant de 0,50 à 0,60. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,40 à 0,65. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être inférieur à 0,65, et éventuellement inférieur à 0,64, et éventuellement inférieur à 0,62. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,54 à 0,64. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,57 à 0,63, par exemple de 0,57 à 0,62, par exemple environ 0,59, par exemple étant dans la plage allant de 0,58 à 0,60. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,5 à 0,6, et éventuellement de 0,52 à 0,58. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un plan de sortie, qui peut être un plan radial. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale du plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Les rayons interne et externe peuvent donc être mesurés dans le même plan radial. Les rayons interne et extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peuvent donc être mesurés à la sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre la ligne centrale du moteur et une surface extérieure du cœur de moteur à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement est égal à la moitié du diamètre interne de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 50 cm à 125 cm, et éventuellement de 65 cm à 110 cm, éventuellement de 75 cm à 110 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 70 cm à 90 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm et 200 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 80 cm à 120 cm, par exemple de 90 cm à 120 cm. La nacelle peut définir un conduit de contournement située radialement à l'extérieur du cœur de moteur. La tuyère d'échappement de contournement peut être une sortie du conduit de contournement, par exemple qui forme une partie la plus arrière du conduit d'échappement de contournement. La nacelle peut comporter une surface intérieure définissant au moins en partie le conduit de contournement. Le moteur peut comprendre en outre une aube directrice de sortie de conduit de contournement s'étendant radialement à travers le conduit de contournement entre une surface extérieure du cœur de moteur et la surface interne de la nacelle. L'aube directrice de sortie de conduit de contournement peut s'étendre entre une extrémité radialement intérieure et une extrémité radialement extérieure et peut avoir un bord d'attaque et un bord de fuite par rapport à la direction d'un flux de gaz dans le conduit de contournement. Un axe de paroi externe peut être défini reliant l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite de l'aube directrice de sortie de conduit de contournement et l'extrémité la plus arrière de la surface interne de la nacelle. L'axe de paroi externe peut s'étendre dans un plan longitudinal contenant la ligne centrale du moteur à turbine à gaz. Un angle de paroi de conduit de contournement externe peut être défini comme l'angle entre l'axe de paroi externe et la ligne centrale. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -15 degrés à 1 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -10 degrés à 0 degré, par exemple de -5 degrés à 0 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -4 degrés à -1 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans la plage allant de -0,5 degré à -4 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans une plage allant de -1 degré à -5 degrés, par exemple de -2,5 degrés à -4 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Une valeur négative de l'angle de paroi de conduit de contournement externe peut correspondre à l'axe de paroi externe incliné vers la ligne centrale du moteur à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée d'un 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. Le réducteur peut avoir un rapport d'engrenage dans les plages définies par ailleurs, par exemple de 3,2 à 5 ou de 3,2 à 3,8. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre plus d'une turbine. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante, dans lequel un rayon d'extrémité de soufflante de la soufflante est mesuré entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque ; et une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant une tuyère d'échappement de contournement, la tuyère d'échappement de contournement ayant un rayon interne. Un rapport de contournement interne à la soufflante [Math. 23] : est dans la plage allant de 0,4 à 0,65. Le présent aspect concerne un moteur à turbine à gaz comprenant une soufflante et un cœur de moteur avec des formes et/ou tailles relatives spécifiées. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir une tuyère d'échappement de contournement relativement étroite, par rapport à une taille de la soufflante, peut réduire la traînée produite par le moteur en cours d'utilisation. L'homme du métier comprendra que le cœur de moteur est situé radialement dans la tuyère d'échappement de contournement, et que le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut pour cette raison être considéré comme équivalent à un rayon externe du cœur de moteur. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir un cœur de moteur relativement étroit, par rapport à une taille de la soufflante, peut réduire la traînée produite par le moteur en cours d'utilisation. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,40 à 0,65. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être inférieur à 0,65 et éventuellement inférieur à 0,64. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,54 à 0,64. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,57 à 0,63, par exemple de 0,57 à 0,62, par exemple environ 0,59, par exemple étant dans la plage allant de 0,58 à 0,60. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,5 à 0,6, et éventuellement de 0,52 à 0,58, éventuellement 0,53 à 0,55. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un plan de sortie, qui peut être un plan radial. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale du plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre la ligne centrale du moteur et une surface extérieure du cœur de moteur à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 50 cm à 125 cm, et éventuellement de 65 cm à 110 cm, éventuellement de 75 cm à 110 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 70 cm à 90 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm et 200 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 80 cm à 120 cm, par exemple de 90 cm à 120 cm. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un rayon extérieur, et un rapport de contournement externe à la soufflante [Math. 24] : est dans la plage allant de 0,6 à 1,05. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,9 à 1,0, et éventuellement de 0,90 à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être inférieur à 1,05, éventuellement inférieur à 1,02, et en outre éventuellement inférieur à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,8 à 1,00, et éventuellement dans la plage allant de 0,90 à 1,00. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,95 à 1,00, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,97, par exemple étant dans la plage allant de 0,96 à 0,98. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, un rapport de contournement externe à la soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,91 à 0,98, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,95, par exemple étant dans la plage allant de 0,94 à 0,96. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un plan de sortie, qui peut être radial. Le rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale du plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre la ligne centrale du moteur et une surface intérieure de la nacelle à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 100 cm à 200 cm, et éventuellement de 100 cm à 190 cm. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être défini comme la moitié du diamètre de la tuyère d'échappement de contournement tel que décrit ci-dessus. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être dans la plage allant de 100 cm à 145 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 145 cm à 190 cm. La nacelle peut définir un conduit de contournement située radialement à l'extérieur du cœur de moteur. La nacelle peut comporter une surface intérieure définissant au moins en partie le conduit de contournement. La tuyère d'échappement de contournement peut être une sortie du conduit de contournement, par exemple qui forme une partie la plus arrière du conduit d'échappement de contournement. Le moteur peut comprendre en outre une aube directrice de sortie de conduit de contournement s'étendant radialement à travers le conduit de contournement entre une surface extérieure du cœur de moteur et la surface interne de la nacelle. L'aube directrice de sortie de conduit de contournement peut s'étendre entre une extrémité radialement intérieure et une extrémité radialement extérieure et peut avoir un bord d'attaque et un bord de fuite par rapport à la direction d'un flux de gaz dans le conduit de contournement. Un axe de paroi externe peut être défini reliant l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite de l'aube directrice de sortie de conduit de contournement et l'extrémité la plus arrière de la surface interne de la nacelle. L'axe de paroi externe peut s'étendre dans un plan longitudinal contenant la ligne centrale du moteur à turbine à gaz. Un angle de paroi de conduit de contournement externe peut être défini comme l'angle entre l'axe de paroi externe et la ligne centrale. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans une plage allant de -15 à 1 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -10 degrés à 0 degré, par exemple de -5 degrés à 0 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -4 degrés à -1 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans la plage allant de -0,5 degré à -4 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans une plage allant de -1 degré à -5 degrés, par exemple de -2,5 degrés à -4,0 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Une valeur négative de l'angle de paroi de conduit de contournement externe peut correspondre à l'axe de paroi externe incliné vers la ligne centrale du moteur à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur qui reçoit une entrée d'un 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. Le réducteur peut avoir un rapport d'engrenage dans les plages définies par ailleurs, par exemple de 3,2 à 5 ou de 3,2 à 3,8. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre plus d'une turbine. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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 sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; une nacelle entourant le moteur à turbine à gaz, la nacelle comprenant une surface interne définissant au moins en partie un conduit de contournement situé radialement à l'extérieur du cœur de moteur ; et une aube directrice de sortie de conduit de contournement (OGV) s'étendant radialement à travers le conduit de contournement entre une surface externe du cœur de moteur et la surface interne de la nacelle, dans lequel l'aube directrice de sortie de conduit de contournement s'étend entre une extrémité radialement interne et une extrémité radialement externe et a un bord d'attaque et un bord de fuite par rapport à la direction d'écoulement de gaz dans le conduit de contournement, un axe de paroi externe est défini reliant l'extrémité radialement externe du bord de fuite de l'aube directrice de sortie de conduit de contournement et l'extrémité la plus arrière de la surface interne de la nacelle, dans lequel l'axe de paroi externe se trouve dans un plan longitudinal contenant la ligne centrale du moteur à turbine à gaz, un angle de paroi de conduit de contournement externe est défini comme l'angle entre l'axe de paroi externe et la ligne centrale, et l'angle de paroi externe de conduit de contournement étant dans une plage allant de -15 à 1 degré. En prévoyant l'angle de paroi de conduit de contournement dans cette plage, un système d'échappement plus compact peut être réalisé. En utilisant la plage angulaire ci-dessus, la longueur de la nacelle entre l'OGV de contournement et l'extrémité intérieure la plus arrière de la paroi interne de la nacelle peut être réduite. Ceci peut fournir une plus courte longueur de nacelle qui peut assurer une réduction de traînée par rapport aux moteurs à turbine à gaz connus, ou qui serait réalisée si les dimensions de la nacelle avaient été augmentées proportionnellement à l'augmentation de la taille du moteur à turbine à gaz. L'angle de paroi de conduit de contournement peut être inférieur (à savoir plus négatif) à celui des moteurs à turbine à gaz connus. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -10 degrés à 0 degré, par exemple de -5 degrés à 0 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut se situer dans une plage allant de -4 degrés à -1 degré. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans la plage allant de -0,5 degré à -4 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. L'angle de paroi de conduit de contournement externe peut être dans une plage allant de -1 degré à -5 degrés, par exemple de -2,5 degrés à -4 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Une valeur négative de l'angle de paroi de conduit de contournement externe peut correspondre à l'axe de paroi externe incliné vers la ligne centrale du moteur à turbine à gaz. Un rayon d'aube directrice de sortie de conduit de contournement, mesuré radialement entre la ligne centrale de moteur et l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite de l'OGV de contournement, peut être dans une plage allant de 90 cm à 210 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur de rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon d'aube directrice de sortie de conduit de contournement peut se situer dans la plage allant de 90 cm à 150 cm, éventuellement de 110 cm à 135 cm. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon d'aube directrice de sortie de conduit de contournement peut être dans la plage allant de 160 cm à 210 cm, éventuellement de 170 cm à 200 cm. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur qui reçoit une entrée d'un 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. Le réducteur peut avoir un rapport d'engrenage dans les plages définies par ailleurs, par exemple de 3,2 à 5 ou de 3,2 à 3,8. L'extrémité intérieure la plus arrière de la paroi interne de la nacelle peut être mobile lors de l'utilisation du moteur à turbine à gaz pour fournir une tuyère d'échappement de conduit de contournement à section variable (également appelée tuyère de soufflante). L'axe de paroi externe peut être défini sur la base de la position de l'extrémité la plus arrière de la surface intérieure de la nacelle pendant des conditions de croisière. Les conditions de croisière peuvent être telles que définies en relation avec tout autre aspect. Le moteur à turbine à gaz de cet aspect peut en outre avoir un rapport de contournement externe à la soufflante et/ou un rapport de contournement interne à la soufflante tel que défini dans les aspects concernés précédents de l'un quelconque des énoncés ci-dessus. Le rayon de l'extrémité de soufflante peut être mesuré entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus extérieure de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque ; et la nacelle peut entourer la soufflante et le cœur de moteur et définir une tuyère d'échappement de contournement, la tuyère d'échappement de contournement ayant un rayon externe. Le rapport de contournement externe à la soufflante [Math. 25] : est dans la plage allant de 0,6 à 1,05. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,60 à 1,05. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,65 à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être inférieur à 1,05, éventuellement inférieur à 1,02, et en outre éventuellement inférieur à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,80 à 1,00. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,9 à 1,0, et éventuellement dans la plage allant de 0,90 à 1,00. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,95 à 1,00, par exemple égal à ou de l'ordre de 0,97, par exemple dans la plage allant de 0,96 à 0,98. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, un rapport de contournement externe à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,91 à 0,98, éventuellement égal à ou de l'ordre de 0,95, par exemple étant dans la plage allant de 0,94 à 0,96. Le rapport de contournement externe à la soufflante peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un plan de sortie, qui peut être un plan radial. Le rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale du plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre la ligne centrale du moteur et une surface intérieure de la nacelle à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 100 cm à 200 cm, et éventuellement de 100 cm à 190 cm. Le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être défini comme la moitié du diamètre de la tuyère d'échappement de contournement tel que décrit ci-dessus. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 95 cm à 150 cm, le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut être dans la plage allant de 100 cm à 145 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon extérieur de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 145 cm à 190 cm. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un rayon intérieur. Un rapport de contournement interne à la soufflante [Math. 26] : est dans la plage allant de 0,4 à 0,65. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,5 à 0,6, et éventuellement dans la plage allant de 0,50 à 0,60. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,40 à 0,65. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être inférieur à 0,65, et éventuellement inférieur à 0,64, et éventuellement inférieur à 0,62. Le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,54 à 0,64. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut être dans la plage allant de 0,57 à 0,63, par exemple de 0,57 à 0,62, par exemple environ 0,59, par exemple étant dans la plage allant de 0,58 à 0,60. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,5 à 0,6, et éventuellement de 0,52 à 0,58, éventuellement 0,53 à 0,55. La tuyère d'échappement de contournement peut avoir un plan de sortie, qui peut être un plan radial. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale du plan de sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Les rayons interne et externe peuvent donc être mesurés dans le même plan radial. Les rayons interne et externe de la tuyère d'échappement de contournement peuvent donc être mesurés à la sortie de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être mesuré à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être la distance radiale entre la ligne centrale du moteur et une surface extérieure du cœur de moteur à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle. Le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 50 cm à 125 cm, et éventuellement de 65 cm à 110 cm, éventuellement de 75 cm à 110 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 70 cm à 90 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm et 200 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut se situer dans la plage allant de 80 cm à 120 cm, par exemple de 90 cm à 120 cm. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant radialement à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite ; et dans lequel : la turbine comprend un étage de turbine de plus basse pression ayant une rangée d'aubes de rotor, chacune des aubes de rotor s'étendant radialement et ayant un bord d'attaque et un bord de fuite ; le moteur à turbine à gaz a un axe d'extrémité de soufflante qui relie : une extrémité radialement extérieure du bord d'attaque d'une de la pluralité d'aubes de soufflante ; et l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite d'une des aubes de rotor de l'étage de plus basse pression de la turbine, l'axe d'extrémité de soufflante étant situé dans un plan longitudinal qui contient une ligne centrale du moteur à turbine à gaz, et un angle d'axe d'extrémité de soufflante est défini comme l'angle entre l'axe d'extrémité de soufflante et la ligne centrale, et l'angle d'axe d'extrémité de soufflante se situe dans une plage allant de 10 à 20 degrés. En prévoyant un angle d'axe d'extrémité de soufflante (également appelé angle d'axe de soufflante) dans cette plage, le moteur à turbine à gaz peut avoir un grand diamètre de soufflante pour assurer un rendement de propulsion amélioré, tout en ayant également un cœur de diamètre relativement petit. Ceci peut aider à faciliter l'installation du moteur sous l'aile d'un aéronef. Un cœur de diamètre relativement plus petit peut permettre de monter le moteur relativement plus à l'arrière sur l'aéronef, et peut permettre de rapprocher le centre de gravité du moteur de la voilure. La plage de l'angle d'axe d'extrémité de soufflante définie ci-dessus peut permettre un montage de moteur amélioré par rapport aux moteurs à turbine à gaz connus, ou où des composants de moteur sont agrandis proportionnellement à l'accroissement du diamètre de la soufflante. L'angle d'axe de soufflante peut être supérieur à celui des moteurs à turbine à gaz connus. L'angle d'axe de soufflante peut se situer dans une plage allant de 12 degrés à 17 degrés, par exemple de 13 degrés à 16 degrés. Le rayon d'extrémité de soufflante, mesuré comme la distance radiale de la ligne centrale de moteur à l'extrémité radialement extérieure du bord d'attaque d'une de la pluralité d'aubes de soufflante, peut être dans une plage allant de 95 cm à 200 cm, et peut éventuellement être de 110 cm à 150 cm ou de 155 cm à 200 cm. L'angle d'axe de soufflante peut se situer dans une plage allant de 13 à 15 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. L'angle d'axe de soufflante peut se situer dans une plage allant de 13,5 degrés à 15,5 degrés ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm Le rayon de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression, mesuré/défini comme la distance radiale de la ligne centrale de moteur à l'extrémité radialement externe du bord de fuite d'une des aubes de rotor de l'étage de plus basse pression de la turbine, peut se situer dans la plage allant de 45 cm à 85 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans une plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 50 cm à 60 cm. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans une plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être dans une plage allant de 60 cm à 85 cm. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur qui reçoit une entrée d'un 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. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre plus d'une turbine. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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 sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant radialement à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite ; un réducteur (30) qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur (26) et délivre un entraînement à la soufflante (23) de façon à entraîner la soufflante (23) à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur (26) ; et dans lequel : la turbine comprend un étage de turbine de plus basse pression ayant une rangée d'aubes de rotor, chacune des aubes de rotor s'étendant radialement et ayant un bord d'attaque et un bord de fuite ; la différence de rayon soufflante-turbine est mesurée comme la distance radiale entre : un point sur un cercle balayé par une extrémité radialement extérieure du bord de fuite de chacune des aubes de rotor de l'étage de plus basse pression de la turbine ; et un point sur un cercle balayé par une extrémité radialement extérieure du bord d'attaque de chacune des aubes de soufflante, et le rapport vitesse de soufflante à différence de rayon soufflante-turbine défini comme : se situe dans une plage allant de 0,8 tr/min/mm à 5 tr/min/mm. En configurant la géométrie du moteur à turbine à gaz de sorte que la différence de rayon soufflante-turbine se situe dans la plage ci-dessus, le chargement sur le mât qui relie le moteur à turbine à gaz à l'aile d'un aéronef peut être réduit. En définissant le rapport vitesse de soufflante à différence de rayon soufflante-turbine de cette manière, une réduction de la vitesse de rotation de la soufflante peut réduire le couple de retenue requis pour le mât pour limiter la rotation relative du moteur à turbine à gaz. En outre, la définition du rapport dans cette plage peut également fournir un diamètre de cœur relatif plus petit, permettant de monter le moteur à turbine à gaz plus près de l'aile. Ceci peut également réduire le couple de retenue sur le mât. Le rapport vitesse de soufflante au rayon soufflante-turbine peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz connus. Le rapport vitesse de soufflante au rayon soufflante-turbine peut se situer dans une plage allant de 1,5 tr/min/mm à 4,0 tr/min/mm. Le rapport vitesse de soufflante au rayon soufflante-turbine peut se situer dans une plage allant de 1,5 tr/min/mm à 3,6 tr/min/mm. Le rapport vitesse de soufflante au rayon soufflante-turbine peut se situer dans une plage allant de 2,9 tr/min/mm à 3,8 tr/min/mm, par exemple de 3,4 tr/min/mm à 3,6 tr/min/mm ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Le rapport vitesse de soufflante au rayon soufflante-turbine peut être situé dans une plage allant de 1,2 tr/min/mm à 2 tr/min/mm, par exemple de 1,5 tr/min/mm à 1,7 tr/min/mm ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. La différence de rayon soufflante-turbine peut se situer dans une plage allant de 55 cm (soit 550 mm) à 120 cm (soit 1200 mm). Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la différence de rayon soufflante-turbine peut être dans une plage allant de 55 cm (soit 550 mm) à 90 cm (soit 900 mm), par exemple de 65 cm à 85 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la différence de rayon soufflante-turbine peut se situer dans une plage allant de 90 cm (soit 900 mm) à 120 cm (soit 1200 mm), par exemple de 95 cm à 115 cm. La vitesse de rotation maximale de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1450 tr/min à 3020 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 2100 tr/min à 3000 tr/min, éventuellement de 2300 tr/min à 2900 tr/min. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1450 tr/min à 1910 tr/min, éventuellement de 1500 tr/min à 1800 tr/min. Dans des modes de réalisation dans lesquels le rotor (de l'étage de rotor de plus basse pression) est caréné, l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite de chacune des aubes de rotor peut être définie au niveau de la face inférieure du carénage. Dans des modes de réalisation dans lesquels le rotor (de l'étage de rotor de plus basse pression) est non caréné, l'extrémité radialement extérieure du bord de fuite de chacune des aubes de rotor peut être l'extrémité d'aube de l'aube de rotor. La turbine peut être la turbine de plus basse pression d'une pluralité de turbines prévues dans le cœur. L'étage de turbine peut être l'étage de turbine axialement le plus vers l'arrière et/ou l'étage de turbine le plus en aval. Le réducteur peut avoir un rapport d'engrenage dans la plage allant de 3,2 à 5, par exemple de 3,2 à 4,2, par exemple de 3,2 à 3,8. Le moteur à turbine à gaz de cet aspect peut en outre avoir un angle d'axe de soufflante tel que défini dans l'aspect concerné précédent ou l'un quelconque des énoncés ci-dessus. Dans un autre aspect, la présente demande propose un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant radialement à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite ; et dans lequel : la turbine comprend un étage de turbine de plus basse pression ayant une rangée d'aubes de rotor, chacune des aubes de rotor s'étendant radialement et ayant un bord d'attaque et un bord de fuite ; la différence de rayon soufflante-turbine est mesurée comme la distance radiale entre : un point sur un cercle balayé par une extrémité radialement extérieure du bord de fuite de chacune des aubes de rotor de l'étage de plus basse pression de la turbine ; et un point sur un cercle balayé par une extrémité radialement extérieure du bord d'attaque de chacune des aubes de soufflante, le procédé comprenant la commande de l'aéronef de sorte qu'un rapport vitesse de soufflante à rayon soufflante-turbine est défini comme : se situe dans une plage allant de 0,8 tr/min/mm à 5 tr/min/mm. Le moteur à turbine à gaz de cet aspect peut en outre avoir un angle d'axe de soufflante tel que défini dans l'aspect concerné précédent ou l'un quelconque des énoncés ci-dessus Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour aéronef, et agencé pour être monté sous une aile de l'aéronef, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de plus basse pression, la turbine ayant un diamètre de turbine ; une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant depuis un moyeu ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. Un rapport de blocage aval [Math. 27] : est dans la plage allant de 0,2 à 0,3. Le présent aspect concerne une turbine à gaz agencée pour fournir un blocage aval spécifié lorsqu'elle est montée sur l'aile d'un aéronef, le blocage aval procurant une mesure de la quantité de l'espace vertical sous une aile d'un aéronef occupée par le moteur à turbine à gaz. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir un diamètre de turbine relativement faible vers l'extrémité arrière du moteur, par rapport à la distance de l'aile d'aéronef sur laquelle le moteur doit être monté à la surface du sol, peut permettre plus d'espace pour une structure de mât agencée pour monter le moteur sur l'aile. Un blocage aval inférieur peut donc être préférable. D'une manière générale, les moteurs d'aéronef sont montés sous des ailes d'aéronef, au moyen d'un mât (également appelé jambe de cellule) relié entre une partie arrière du moteur et une face inférieure de l'aile. Le diamètre de turbine à la position axiale du rotor de plus basse pression peut être utilisé comme mesure de la taille du moteur vers l'arrière du moteur. L'homme du métier appréciera que la surface du sol est le plan sur lequel l'aéronef atterrirait - c'est-à-dire le plan du sol lorsque l'aéronef a atterri/avant le décollage/roule. La distance entre la surface du sol et l'aile peut donc être mesurée entre le sol (par exemple une piste) et l'aile alors que l'aéronef est stationné. L'homme du métier appréciera que la surface du sol est généralement le plan dans lequel la partie la plus basse de chaque train d'atterrissage est située alors que l'aéronef est au sol. L'homme du métier comprendra que la distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée à la ligne centrale du bord d'attaque de l'aile d'aéronef. Le rapport de blocage aval peut être inférieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,20 à 0,30. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,20 à 0,29. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,20 à 0,28, et éventuellement de 0,22 à 0,28. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de blocage aval peut être situé dans la plage allant de 0,23 à 0,27. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de blocage aval peut être situé dans la plage allant de 0,24 à 0,28. La distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée au centre d'un bord d'attaque de l'aile. La distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée selon une ligne perpendiculaire à la surface du sol et passant par et perpendiculairement à une ligne centrale axiale du moteur. Le diamètre de turbine à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré de manière adjacente à des extrémités d'aubes de rotor de l'étage de rotor de plus basse pression. Le diamètre de turbine à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 70 cm à 170 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 100 cm à 130 cm, éventuellement de 110 cm à 120 cm. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut se situer dans la plage allant de 120 cm à 170 cm. Le moyeu et les aubes de soufflante définissent ensemble une face de soufflante ayant un diamètre de soufflante, et le moteur a une longueur de moteur. Un rapport moteur peut être défini comme [Math. 28] : Le rapport moteur peut être dans la plage allant de 2,5 à 4. Le rapport moteur peut être dans la plage allant de 2,5 à 4,0. Le rapport moteur peut être supérieur à 2,5. Le rapport moteur peut être supérieur à 3,0. Le rapport moteur peut être dans la plage allant de 2,7 à 3,7, par exemple de 2,8 à 3,5. La longueur de moteur peut être mesurée comme la distance axiale entre une région avant de la soufflante et une région arrière de la turbine. La longueur de moteur peut être mesurée le long d'une ligne centrale du moteur depuis une position axiale d'une intersection du bord d'attaque de chaque aube de soufflante et le moyeu de la soufflante à une position axiale d'un point de rayon moyen de bord de fuite d'une des aubes de rotor fournie à l'étage de plus basse pression de la turbine. La longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 200 cm à 500 cm, et éventuellement de 230 cm à 470 cm, éventuellement de 300 cm à 450 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm (par exemple de 120 cm à 140 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 230 cm à 370 cm, éventuellement de 300 à 360 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm (par exemple de 165 cm à 190 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 370 cm à 470 cm, éventuellement de 390 cm à 450 cm. Le rayon de soufflante (également appelé rayon d'extrémité de soufflante) peut être mesuré entre une ligne centrale de moteur et une extrémité d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque et le diamètre de soufflante peut être le double du rayon de la soufflante. Le diamètre de la soufflante, égal à 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, 260 cm, 270 cm, 280 cm, 290 cm, 300 cm, 310 cm, 320 cm, 330 cm, 340 cm, 350 cm, 360 cm, 370 cm, 380 cm ou 390 cm. Dans certains modes de réalisation, le diamètre de soufflante peut être situé dans la plage allant de 220 cm à 300 cm. Dans certains modes de réalisation, le diamètre de soufflante peut être situé dans la plage allant de 310 cm à 400 cm. Le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré à l'emplacement axial de bords de fuite d'extrémité d'aube de rotor de l'étage de rotor de plus basse pression. Dans des modes de réalisation dans lesquels le rotor (de l'étage de rotor de plus basse pression) est caréné, le diamètre de turbine de la turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré sur le côté inférieur du carénage (car ceci définit le bord du trajet d'écoulement de gaz). Dans des modes de réalisation dans lesquels le rotor (de l'étage de rotor de plus basse pression) est non caréné, le diamètre de turbine de la turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré sur les extrémités d'aubes du rotor. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre plus d'une turbine. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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. Un débit massique quasi-non-dimensionnel, Q, peut être défini comme [Math. 29] : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la face de soufflante en m 2 . Un rapport Q : peut être dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut être dans une plage allant de 0,0050 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,0110 Kgs -1 N -1 K 1/2 , ou éventuellement, de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,010 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Une poussée spécifique peut être définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur ; et dans des conditions de croisière de moteur, il peut être que : 0,029 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 ; et 70 Nkg -1 s ≤ poussée spécifique ≤ 110 Nkg -1 s. Dans des conditions de croisière, il peut être que : 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Dans des conditions de croisière, il peut être que : 0,033 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Selon un autre aspect, la présente invention porte sur un aéronef comprenant une aile et un moteur à turbine à gaz monté sous l'aile de l'aéronef. Le moteur comprend : un moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant une pluralité d'étages de rotor comprenant un rotor de plus basse pression situé le plus en aval, la turbine ayant un diamètre de turbine ; une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. Un rapport de blocage aval [Math. 30] : est dans la plage allant de 0,2 à 0,3. Le moteur peut être tel que décrit pour l'aspect précédent. Selon un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour aéronef, et agencé pour être monté sous une aile de l'aéronef. Le moteur a une longueur de moteur et comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de plus basse pression, la turbine ayant un diamètre de turbine ; 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, le moyeu et les aubes de soufflante définissant ensemble une face de soufflante ayant un rayon d'extrémité de soufflante ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. Un rapport de diamètre de soufflante est défini comme [Math. 31] : Un rapport de blocage de moteur [Math. 32] : est dans la plage allant de 2,5 à 4. Le rapport de blocage de moteur peut être représenté de manière équivalente comme [Math. 33] : L'homme du métier appréciera qu'un plus grand diamètre de soufflante (et donc un plus grand rayon d'extrémité de soufflante) peut améliorer l'efficacité propulsive, mais que le montage simple d'une soufflante plus grande sur un moteur à turbine à gaz connu peut provoquer d'autres difficultés ou lacunes. Une longueur de moteur plus courte peut permettre d'installer un moteur avec une plus grande soufflante plus près d'une aile de l'aéronef, c'est-à-dire plus vers l'arrière ; ceci peut réduire le moment exercé sur l'aile par le moteur (potentiellement plus grand et plus lourd). De même, la réduction du diamètre de turbine peut permettre d'installer un moteur avec une plus grande soufflante (maintenant du jeu au sol) tout en maintenant une profondeur verticale adéquate pour une structure de mât agencée pour relier le moteur à l'aile. Le rapport de blocage de moteur peut être supérieur à celui des moteurs à turbine à gaz d'aéronef connus. Le rapport de blocage de moteur peut être dans la plage allant de 2,5 à 4,0, facultativement de 2,7 à 3,7. Le rapport de blocage de moteur peut être supérieur à 2,5. Le rapport de blocage de moteur peut être supérieur à 3,0. Le rapport de blocage aval peut être tel que décrit dans l'aspect précédent. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,2 à 0,3. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,20 à 0,30. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,20 à 0,29. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,22 à 0,28. La distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée au centre d'un bord d'attaque de l'aile. La distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée selon une ligne perpendiculaire à la surface du sol et passant par et perpendiculairement à une ligne centrale axiale du moteur. Le diamètre de turbine à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré de manière adjacente à des extrémités d'aubes de rotor de l'étage de rotor de plus basse pression. Le diamètre de turbine à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 70 cm à 170 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 100 cm à 130 cm, éventuellement de 110 cm à 120 cm. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut se situer dans la plage allant de 120 cm à 170 cm. La longueur de moteur peut être mesurée comme la distance axiale entre une région avant de la soufflante et une région arrière de la turbine. La longueur de moteur peut être mesurée le long d'une ligne centrale du moteur depuis une position axiale d'une intersection du bord d'attaque de chaque aube de soufflante et le moyeu de la soufflante à une position axiale d'un point de rayon moyen de bord de fuite d'une des aubes de rotor fournie à l'étage de plus basse pression de la turbine. La longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 200 cm à 500 cm, et éventuellement de 230 cm à 470 cm, éventuellement de 300 cm à 450 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm (par exemple de 120 cm à 140 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 230 cm à 370 cm, éventuellement de 300 à 360 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm (par exemple de 165 cm à 190 cm), la longueur de moteur peut se situer dans la plage allant de 370 cm à 470 cm, éventuellement de 390 cm à 450 cm. Le rayon d'extrémité de soufflante peut être mesuré entre une ligne centrale de moteur et une extrémité d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Un diamètre de soufflante égal à deux fois le rayon d'extrémité de soufflante peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm, 260 cm, 270 cm, 280 cm, 290 cm, 300 cm, 310 cm, 320 cm, 330 cm, 340 cm, 350 cm, 360 cm, 370 cm, 380 cm ou 390 cm. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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. Un débit massique quasi-non-dimensionnel, Q, peut être défini comme [Math. 34] : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la face de soufflante en m 2 . Un rapport Q : peut être dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,010 Kgs -1 N -1 K 1/2 , de 0,0050 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,0110 Kgs -1 N -1 K 1/2 , ou éventuellement, de 0,0050 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,0100 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Une poussée spécifique peut être définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur ; et dans des conditions de croisière de moteur, il peut être que : 0,029 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 ; et 70 Nkg -1 s ≤ poussée spécifique ≤ 110 Nkg -1 s. Dans des conditions de croisière, il peut être que : 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Dans des conditions de croisière, il peut être que : 0,033 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Selon un autre aspect, la présente invention porte sur un aéronef comprenant une aile et un moteur à turbine à gaz monté sous l'aile de l'aéronef. Le moteur a une longueur de moteur et comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de plus basse pression, la turbine ayant un diamètre de turbine ; 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, le moyeu et les aubes de soufflante définissant ensemble une face de soufflante ayant un rayon d'extrémité de soufflante ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. Un rapport de diamètre de soufflante est défini comme [Math. 35] : Un rapport de blocage de moteur [Math. 36] : est dans la plage allant de 2,5 à 4. Le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,2 à 0,3. Le moteur peut être tel que décrit pour l'aspect précédent. Dans un autre aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour aéronef, et agencé pour être monté sous une aile de l'aéronef, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de plus basse pression, la turbine ayant un diamètre de turbine ; 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, une face annulaire de soufflante étant définie au niveau d'un bord d'attaque de la soufflante ; et dans lequel : un rapport de blocage aval est défini comme le rapport [Math. 37] : et un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme [Math. 38] : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la face de soufflante en m 2 . et dans lequel un rapport Q [Math. 39] : est dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Les valeurs de Q utilisées pour calculer le rapport Q tel que mentionné ici peuvent être dans des conditions de croisière. En définissant le rapport Q dans cette plage, un grand débit massique peut être obtenu tout en minimisant le blocage aval. Le rapport Q peut être inférieur à celui d'un moteur à turbine à gaz connu. Le rapport Q peut être dans une plage allant de 0,0050 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,0110 ou à 0,0100 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,010 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport Q peut se situer dans une plage allant de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport de blocage aval peut se situer dans une plage allant de 0,2 à 0,3. Le rapport de blocage aval peut se situer dans une plage allant de 0,20 à 0,29. Le rapport de blocage aval peut se situer dans une plage allant de 0,22 à 0,28. La distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée au centre d'un bord d'attaque de l'aile. La distance entre la surface du sol et l'aile peut être mesurée selon une ligne perpendiculaire à la surface du sol et passant par et perpendiculairement à une ligne centrale axiale du moteur. Le diamètre de turbine à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré de manière adjacente à des extrémités d'aubes de rotor de l'étage de rotor de plus basse pression. Le diamètre de turbine à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 70 cm à 170 cm. Facultativement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être dans la plage allant de 100 cm à 120 cm. Éventuellement, par exemple pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 120 cm à 170 cm. Le diamètre de turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré à l'emplacement axial des bords de fuite de l'extrémité d'aube d'aubes de rotor de l'étage de plus basse pression. Le diamètre de turbine de la turbine à l'étage de rotor de plus basse pression peut être mesuré : (i) lorsque le rotor est caréné, sur la face inférieure du carénage ; ou (ii) lorsque le rotor est non caréné, sur les extrémités d'aubes du rotor. Une poussée spécifique peut être définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur ; et dans des conditions de croisière de moteur, il peut être que : 0,029 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 ; et/ou 70 Nkg -1 s ≤ poussée spécifique ≤ 110 Nkg -1 s. Il peut être dans des conditions de croisière : 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Il peut être dans des conditions de croisière : 0,033 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le rapport du rayon d'aube de soufflante au niveau de son moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de son extrémité peut être inférieur à 0,33. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique peut être inférieure à 100 Nkg -1 s. La vitesse d'avancement du moteur à turbine à gaz dans les conditions de croisière peut se situer dans la plage allant de Mn 0,75 à Mn 0,85. La vitesse d'avancement du moteur à turbine à gaz dans les conditions de croisière peut être de Mn 0,8. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques à une altitude qui est dans la plage allant de 10 500 m à 11 600 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques à une altitude de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à : un nombre de Mach avant de 0,8 ; une pression de 23 000 Pa ; et une température de -55 deg C. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée d'un 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. La turbine peut être une première turbine, le compresseur 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. Selon un autre aspect, la présente invention porte sur un aéronef comprenant une aile et un moteur à turbine à gaz monté sous l'aile de l'aéronef, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de plus basse pression, la turbine ayant un diamètre de turbine ; et 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, une face annulaire de soufflante étant définie au niveau d'un bord d'attaque de la soufflante, dans lequel : un rapport de blocage aval est défini comme le rapport [Math. 40] : et un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme [Math. 41] : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la face de soufflante en m 2 et dans lequel un rapport Q [Math. 42] : est dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . L'aéronef peut comporter deux ailes, avec un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz montés sous chaque aile ; le ou chaque moteur à turbine à gaz peut avoir les caractéristiques de l'un quelconque des énoncés liés à l'aspect précédent. Selon un autre aspect, l'invention concerne un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, la turbine comprenant un étage de rotor de plus basse pression, la turbine ayant un diamètre de turbine ; et 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, une face annulaire de soufflante étant définie au niveau d'un bord d'attaque de la soufflante, dans lequel : un rapport de blocage aval est défini comme le rapport [Math. 43] : et un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme [Math. 44] : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la face de soufflante en m 2 le procédé comprend le contrôle de l'aéronef de telle sorte qu'un rapport Q : se situe dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Le moteur à turbine à gaz peut avoir les caractéristiques de l'un quelconque des énoncés liés aux deux aspects précédents. L'homme du métier appréciera qu'une caractéristique décrite ci-dessus en relation avec l'un quelconque des aspects peut être appliquée, mutatis mutandis , à tout autre aspect de l'invention. Par exemple, dans différents modes de réalisation, deux ou plusieurs des conditions de rapports telles que définies ci-dessus, et éventuellement toutes les plages de rapports spécifiées, peuvent s'appliquer à tout aspect ou mode de réalisation donné. Tous les aspects peuvent s'appliquer à un moteur de certains modes de réalisation. En outre, toute caractéristique décrite ci-après peut s'appliquer à tout aspect et/ou s'appliquer en combinaison avec d’autres caractéristiques décrites ici. 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 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 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 est une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante est à une vitesse de rotation plus basse que l'entrée depuis l'arbre de 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 supérieure à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 5, 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. Le rapport d'engrenage peut être dans la plage allant de 3,2 à 4,2, et facultativement dans la plage allant de 3,2 à 3,8, 3,3 à 3,8 ou 3,4 à 3,7. Un rapport d'engrenage plus élevé peut être plus approprié pour des boîtes d'engrenages de style « planétaire ». Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit 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 la pointe peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ces rapports peuvent être couramment désignés 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) ou 390 cm (environ 155 pouces). Le diamètre de soufflante peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). 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 dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 220 cm à 300 cm (par exemple 240 cm à 280 cm) peut être dans la plage allant de 1700 tr/min à 2500 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1800 tr/min à 2300 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1900 tr/min à 2100 tr/min. 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 allant de 320 cm à 380 cm peut être comprise dans la plage allant de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1400 tr/min à 1600 tr/min. 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 résulte en un déplacement de l'extrémité de l'aube de soufflante avec une vitesse U extrémité . Le travail accompli par les pales de soufflante sur le flux résulte en une élévation d'enthalpie dH du flux. Une charge d'extrémité de soufflante peut être définie par dH/U extrémité 2 , où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U extrémité 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 peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les unités dans ce paragraphe étant Jkg -1 K -1 /(ms -1 ) 2 ). La charge de pointe de soufflante être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). 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 une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le rapport de contournement peut être dans la plage allant de 11 à 20, et facultativement dans la plage allant de 13 à 20 ou de 14 à 20. 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 d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici peut être défini comme le rapport de la pression totale en amont de la soufflante à la pression totale au niveau de la sortie du compresseur haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion). À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). 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 ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). 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 ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La poussée à laquelle il est fait référence ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 deg C (pression ambiante 101,3 kPa, température 30 deg 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 une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (MTO). Une partie de l'aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une aube de soufflante décrite ici selon n'importe quel aspect, 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 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 appelé disque aubagé monobloc ou disque à aubes. Tout procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque aubagé monobloc ou disque à aubes. 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 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 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. Telles qu'elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par le spécialiste. 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 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 procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici. Le fonctionnement peut être dans des conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple en termes de poussée, conditions atmosphériques et 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 ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) le 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 : est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz ; est une vue partiellement coupée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des paramètres de tuyère marqués ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport de surface de moteur ; est une vue en coupe schématique d'un moteur de turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe schématique d'un noyau de moteur générique et d'une soufflante avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport longueur de moteur à CoG ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; illustre un procédé d'un mode de réalisation ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport emplacement de réducteur à longueur de moteur ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport contournement externe à soufflante ; est une vue en coupe d'un moteur à turbine à gaz différent ayant une forme de nacelle différente, avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport contournement externe à soufflante ; est une vue en coupe schématique d'un moteur de turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport contournement interne à soufflante ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport d'angle d'axe de soufflante ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un rapport vitesse de soufflante à différence de rayon soufflante-turbine ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; illustre un procédé d'un mode de réalisation ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la en contexte entre le sol et une aile de l'aéronef, avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un blocage aval ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul de l'angle de paroi de conduit de contournement externe ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à un autre angle de paroi de conduit de contournement ; est une vue en coupe du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul du rapport contournement à cœur ; est une vue en coupe schématique d'un moteur à turbine à gaz générique avec des dimensions de moteur marquées correspondant à celles marquées sur la ; illustre un procédé d'un mode de réalisation ; est une vue en coupe schématique du moteur à turbine à gaz de la avec des dimensions de moteur marquées adaptées pour une utilisation dans le calcul d'un débit massique quasi-non-dimensionnel (Q) ; illustre un procédé d'un mode de réalisation ; est une vue en coupe schématique d'un rotor de turbine non caréné dans un plan radial ; est une vue en coupe schématique d'un rotor de turbine caréné dans un plan radial ; et est une vue schématique d'un aéronef comprenant deux moteurs à turbine à gaz. La illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une entrée d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air 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. 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 . La turbine basse pression 19 (voir ) 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 précessionner 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. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la . 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 . 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. 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. 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 ) 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 . 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 . 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 10 montré sur la a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux passant dans 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 différents aspects de la présente description peuvent 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 ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. En se reportant à nouveau aux Figures 1 et 2, le compresseur de plus basse pression 14 comporte un ou plusieurs étages de compresseur. Dans le mode de réalisation de la , le compresseur de plus basse pression 14 comporte deux étages de compresseur. Chaque étage du compresseur peut comprendre une rangée d'aubes de rotor 14a, 14b 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. Les un ou plusieurs étages de compresseur peuvent comprendre un étage de plus basse pression, et comprendre en outre un ou plusieurs étages de compresseur de pression croissante jusqu'à un étage de compresseur de plus haute pression. L'étage de compresseur de plus basse pression 14a peut être situé le plus éloigné en amont le long du trajet d'écoulement de gaz à l'intérieur du compresseur de plus basse pression 14. Les autres étages de pression supérieure peuvent être espacés axialement le long du trajet d'écoulement de gaz à travers le compresseur dans une direction aval (arrière). La turbine de plus basse pression 19 comprend de même un ou plusieurs étages de turbine. Dans le mode de réalisation de la , la turbine de plus basse pression 19 comprend un étage. Chaque étage de turbine peut comprendre une rangée d'aubes de rotor 19b et une rangée d'aubes de stator 19a, 19c, 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. Les un ou plusieurs étages de turbine formant la turbine de plus basse pression 19 peuvent comprendre un étage de plus haute pression, et peuvent comprendre en outre un ou plusieurs étages de turbine de pression décroissante jusqu'à un étage de turbine de plus basse pression. L'étage de turbine de plus basse pression peut être situé le plus éloigné en aval à l'intérieur de la turbine de plus basse pression 19. Les autres étages de pression sont espacés axialement dans une direction amont (avant) le long du trajet d'écoulement de gaz à travers la turbine. Dans des modes de réalisation avec un seul étage, l'étage unique est l'étage de plus basse pression. Chaque rangée d'aubes de rotor prévues dans le compresseur de plus basse pression 14 et la turbine de plus basse pression 19 peuvent former un arrangement annulaire d'aubes de rotor 44 portées par un moyeu de rotor 46 respectif (ou disque de rotor), comme illustré à titre d'exemple sur les Figures 15A et 15B. Chacune des aubes de rotor 44 peut être couplée au moyeu 46 par l'intermédiaire d'un pied reçu dans une fente correspondante dans un bord périphérique du moyeu. Chaque aube de rotor 44 peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'un pied 46 (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 radiale la plus extérieure 48 à une position de portée de 100 %. 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 de rotor. La portée radiale de chaque aube de rotor 44 se réfère à la partie lavée par les gaz de l'aube de rotor, c'est-à-dire la partie radialement extérieure à toute plate-forme au niveau de laquelle elle est couplée au moyeu. Chacune des aubes de rotor 44 formant les étages de compresseur ou de turbine 19b peut avoir un point de rayon moyen de bord d'attaque (portée à mi-aube) et un point de rayon moyen de bord de fuite. Le point de rayon moyen est défini comme le point médian entre la position de portée de 0 % et la position de portée de 100 %. Il peut être mesuré au niveau du bord d'attaque d'aube de rotor (le bord axialement le plus avant) ou bord de fuite (le bord axialement le plus arrière) pour donner respectivement le point de rayon moyen de bord d'attaque et le point de rayon moyen de bord de fuite. 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 66 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 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante 64 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 de rayon de l'aube de soufflante 64 au niveau du moyeu de soufflante 66 au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité 68 peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu à l'extrémité. L'aube de soufflante 64 a un bord d'attaque 64a et un bord de fuite 64b définis le long de la direction d'écoulement de gaz à travers le moteur. Le rayon au niveau du moyeu de soufflante 66 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 moyeu à extrémité fait référence à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de toute plate-forme par laquelle chaque aube de soufflante est couplée au moyeu. Le moteur à turbine à gaz peut être décrit par un ou plusieurs des paramètres suivants : Longueur de moteur : En se référant aux Figures 5A et 5B, le moteur à turbine à gaz 10 des modes de réalisation décrits a une longueur de moteur (référencée 110 sur les Figures) définie comme la distance axiale entre : l'intersection du bord d'attaque 64a d'une des aubes de soufflante 64 et du moyeu 66 ; et le point de rayon moyen de bord de fuite d'une des aubes de rotor 44 à l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19. Dans les modes de réalisation décrits, la longueur de moteur 110 se situe dans la plage allant de 200 cm à 500 cm, et plus particulièrement de 300 cm à 450 cm. Dans un mode de réalisation comprenant une soufflante 23 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la longueur de moteur 110 peut se situer dans la plage allant de 300 cm à 360 cm. Dans un mode de réalisation comprenant une soufflante 23 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la longueur de moteur 110 peut être dans la plage allant de 370 cm à 470 cm, ou de 390 cm à 470 cm. Longueur de cœur : En référence aux Figures 4A et 4B, le moteur à turbine à gaz 10 présente une longueur de cœur 104 définie comme la distance axiale entre une région avant du compresseur basse pression 14 et une région arrière de la turbine basse pression 19, et plus spécifiquement la distance axiale entre le point de rayon moyen (portée mi-aube) du premier étage du bord d'attaque de l'aube de compresseur basse pression 14 et le point de rayon moyen (portée mi-aube) du bord de fuite d'aube de l'étage de rotor de plus basse pression 19b de la turbine basse pression 19. Le premier étage du compresseur basse pression 14 est représenté en noir sur la , à l'extrémité avant de la longueur de cœur 104. L'étage de rotor de plus basse pression 19b de la turbine basse pression 19 est également représenté en noir, à l'extrémité arrière de la longueur de cœur 104. Dans les modes de réalisation décrits, la longueur de cœur 104 est mesurée le long d'une ligne centrale 9 du moteur 10 à partir d'un point de rayon moyen du premier étage du bord d'attaque de l'aube de compresseur jusqu'à un point de rayon moyen du bord de fuite de l'aube de l'étage de rotor de plus basse pression 19b de la turbine 19. La longueur de cœur se situe dans la plage allant de 150 cm à 350 cm dans le mode de réalisation décrit, et plus précisément dans la plage allant de 160 cm à 320 cm. Dans un mode de réalisation comprenant une soufflante 23 avec un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la longueur de cœur peut être dans la plage allant de 160 cm à 260 cm. Dans un mode de réalisation comprenant une soufflante 23 avec un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la longueur de cœur peut être dans la plage allant de 240 cm à 320 cm. Rayon d'extrémité de soufflante : Le rayon 102 de la soufflante 23, également appelé rayon d'extrémité de soufflante 102, ou , peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur 9 et l'extrémité 68a d'une aube de soufflante 64 au niveau de son bord d'attaque 64a (dans une direction radiale). Le diamètre de soufflante 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 modes de réalisation alternatifs, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 155 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 modes de réalisation alternatifs, le diamètre de la soufflante est dans la plage allant de 310 cm à 400 cm. Aire de face de soufflante : L'aire de face de soufflante, , est définie comme l'aire circulaire balayée par les extrémités d'aubes de soufflante 68 à la position axiale de l'extrémité de bord d'attaque d'aube de soufflante 64a. L'aire de face de soufflante est mesurée dans un plan radial. L'homme du métier appréciera que est au moins sensiblement équivalente à l'aire à l'intérieur de la surface interne de la nacelle 21 à la position axiale des extrémités d'aubes sur le bord d'attaque (lorsque les bords d'attaque d'extrémités d'aubes sont agencés pour se trouver très proches de la surface interne de la nacelle) pour le moteur 10 décrit. Dans le mode de réalisation décrit, un rayon interne de la nacelle à la position axiale des extrémités d'aubes de bord d'attaque 68a est agencé pour être légèrement plus grand que le rayon d'extrémité de soufflante 102, de telle sorte que la soufflante 23 puisse s'adapter à l'intérieur de la nacelle 21 sans que les extrémités d'aubes 68 frottent contre la nacelle 21. Plus particulièrement, dans le mode de réalisation qui est décrit, le moteur 10 comprend un carter de soufflante de moteur 21a adjacent aux extrémités d'aubes 68a ; la nacelle 21 est montée sur/autour du carter de soufflante de moteur 21a, de sorte que le carter de soufflante de moteur 21a forme efficacement une partie interne de la nacelle 21 une fois assemblé. Le rayon interne de carter de soufflante à la position axiale des extrémités d'aubes de bord d'attaque 68a est agencé pour être légèrement plus grand que le rayon d'extrémité de soufflante 102, de telle sorte que la soufflante 23 puisse s'adapter à l'intérieur du carter de soufflante de moteur 21a sans que les extrémités d'aubes 68 frottent contre le carter de soufflante 21a. Dans les modes de réalisation représentés sur les Figures, le carter de soufflante de moteur 21a s'étend uniquement dans la région de la soufflante 23. Dans des modes de réalisation alternatifs, le carter de soufflante 21a peut s'étendre vers l'arrière, par exemple vers l'emplacement axial d'une aube directrice de sortie (OGV) de conduit de contournement 58. En utilisation, la géométrie de la soufflante peut changer, par exemple en raison de charges aérodynamiques et centrifuges, la soufflante 23 peut se dilater plus que la nacelle 21 et/ou plus que le carter de soufflante 21a ; le rayon interne de la nacelle peut donc être choisi pour loger la soufflante 23 dans son état déployé. L'homme du métier comprendra que le changement de rayon de soufflante 102 est relativement faible par comparaison au rayon total de la soufflante, par exemple d'environ 0,1 à 3 mm pour un rayon de 95 cm ou supérieur, et que des valeurs pour les rapports décrits ici ne sont donc pas sensiblement affectées que le rayon de soufflante 102 soit mesuré à froid ou en cours d'utilisation, ou que le rayon interne de la nacelle à la position axiale des bords d'attaque d'extrémités d'aubes de soufflante soit utilisé ou non à la place d'une mesure du rayon de la soufflante 23 même. L'aire de face de soufflante peut être définie comme suit [Math. 45] : où est le rayon 102 de la soufflante 23 au niveau du bord d'attaque (c'est-à-dire au niveau des extrémités 68a du bord d'attaque 64a des aubes de soufflante 64). Dans le mode de réalisation décrit, l'aire est définie dans un plan radial (à l'emplacement axial de l'extrémité de bord d'attaque 68a), et peut donc être calculée en utilisant le rayon d'extrémité de soufflante 102. Dans des modes de réalisation alternatifs, une courbure de l'aube de soufflante peut être prise en compte lors du calcul de l'aire de face de soufflante. Dans certains modes de réalisation, le diamètre de soufflante se situe dans la plage allant de 220 cm à 300 cm et l'aire de face de soufflante se situe dans la plage allant de 2,8 m 2 à 7,1 m 2 . Dans certains modes de réalisation alternatifs, le diamètre de soufflante se situe dans la plage allant de 310 cm à 400 cm et l'aire de face de soufflante se situe dans la plage allant de 7,5 m 2 à 12,6 m 2 . Section d'écoulement de soufflante : La section d'écoulement de soufflante, A écoulement , est définie comme l'aire annulaire entre des extrémités d'aubes de soufflante 68 et le moyeu 66 au niveau de la position axiale de l'extrémité de bord d'attaque d'aube de soufflante 68a. La section d'écoulement de soufflante est mesurée dans un plan radial. L'homme du métier comprendra que A écoulement est au moins sensiblement équivalente à l'aire de l'anneau formé entre le moyeu 66 de la soufflante 23 et la surface interne de la nacelle 21 immédiatement adjacente aux extrémités d'aubes de bord d'attaque (puisque les bords d'attaque d'extrémités d'aubes 64a sont agencés pour se trouver très près de la surface interne de la nacelle 21, en tenant compte des commentaires ci-dessus concernant le carter de soufflante 21a) pour le moteur de soufflante 10 décrit, et est donc équivalente à l'aire de face de soufflante moins l'aire prise par le moyeu 66. Comme décrit ici, la section d'écoulement de la soufflante (A écoulement ) est définie comme [Math. 46] : où : est le rayon 102 (en mètres) de la soufflante 23 au niveau du bord d'attaque (c'est-à-dire au niveau des extrémités 68a du bord d'attaque des aubes de soufflante 64) ; , est la distance 103 (en mètres) entre la ligne centrale 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 point où 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 d'aube de soufflante au niveau de son extrémité 68 peut être inférieur à 0,33. 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. Position de centre de gravité : Le moteur à turbine à gaz 10 présente une position de centre de gravité (CoG) (référencée 108 sur les Figures 5A et 5B) définie comme la distance axiale entre : l'intersection d'un bord d'attaque 64a dune des aubes de soufflante 64 et du moyeu de soufflante 66 ; et le centre de gravité du moteur 10. Le centre de gravité peut être mesuré pour le moteur 10 comportant la nacelle 21 et tous les composants qu'elle entoure, et ne comporte aucun matériel de fixation (tel qu'un mât 53) prévu pour le montage de la nacelle 21 ou d'une autre structure de support. Dans le mode de réalisation décrit, la position CoG se situe dans l'intervalle allant de 100 cm à 230 cm de l'intersection d'un bord d'attaque 64a d'une des aubes de soufflante 64 et du moyeu de soufflante 66. Dans certains modes de réalisation, le diamètre de soufflante se situe dans la plage allant de 220 cm à 300 cm (c'est-à-dire un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm) et la position CoG se situe dans la plage allant de 140 cm à 180 cm. Dans certains modes de réalisation alternatifs, le diamètre de soufflante se situe dans la plage allant de 310 cm à 400 cm (c'est-à-dire un rayon d'extrémité de soufflante de 155 cm à 200 cm) et la position CoG se situe dans la plage allant de 160 cm à 230 cm. Emplacement de réducteur : Dans des modes de réalisation avec réducteur 30, la turbine à gaz 10 a un emplacement de réducteur (marqué comme 112 dans les Figures 6A et 6B) correspondant à une position relative du réducteur 30 le long de la longueur de moteur 110. L'emplacement de réducteur 112 peut être mesuré entre : l'intersection d'un bord d'attaque 64a d'une des aubes de soufflante 64 et du moyeu 66 ; et un plan central radial du réducteur 30, le plan central radial étant au niveau d'un point médian entre la face avant d'un engrenage le plus avant du réducteur et la face arrière d'un engrenage le plus arrière du réducteur. Dans le mode de réalisation décrit ayant un réducteur épicycloïdal 30, l'emplacement de réducteur 112 peut être défini comme la distance axiale entre : l'intersection d'un bord d'attaque 64a d'une des aubes de soufflante 64 et du moyeu 66 ; et un plan radial coupant le point central axial de la couronne dentée 38 du réducteur 30. Dans le mode de réalisation décrit, l'emplacement de réducteur se situe dans l'intervalle allant de 50 cm à 110 cm de l'intersection d'un bord d'attaque 64a d'une des aubes de soufflante 64 et du moyeu de soufflante 66. Dans certains modes de réalisation, le diamètre de soufflante se situe dans la plage allant de 220 cm à 300 cm et l'emplacement de réducteur 112 est dans la plage allant de 50 cm à 80 cm. Dans certains modes de réalisation alternatifs, le diamètre de soufflante se situe dans la plage allant de 310 cm à 400 cm et l'emplacement de réducteur 112 se situe dans la plage allant de 80 cm à 110 cm. Diamètre de la turbine à l'étage de rotor de plus basse pression (diamètre de turbine) : En référence aux Figures 11A et 11B, le moteur à turbine à gaz 10 a un diamètre 122 de la turbine basse pression 19 à son étage de rotor de plus basse pression 19b. Celui-ci peut être dénommé ici « diamètre de turbine ». L'homme du métier appréciera que le diamètre de la turbine 19 peut varier le long de la longueur de la turbine 19, et qu'une position axiale particulière (ici celle de l'étage de rotor de plus basse pression 19b) est donc identifiée pour définir une valeur de diamètre spécifique. L'homme du métier comprendra que l'étage de rotor de plus basse pression 19b est l'étage de rotor le plus arrière de la turbine 19, et que l'étage de rotor le plus arrière 19b de la turbine 19 sera désigné comme l'étage de rotor de plus basse pression de la turbine 19 même lorsque le moteur 10 n'est pas en cours d'utilisation ; à savoir même lorsque la pression ne varie essentiellement pas au sein du moteur. Dans le mode de réalisation décrit le diamètre 122 à l'étage de rotor de plus basse pression 19b est mesuré à l'emplacement axial de bords de fuite d'extrémités d'aubes 44 de l'étage de rotor de plus basse pression 19b. Le diamètre de turbine 122 est défini comme le diamètre au point d'intersection entre le bord de fuite de l'aube d'étage de rotor de plus basse pression 44 et le bord externe de l'anneau de trajet de gaz. Sur une aube de turbine carénée 44 telle que celle du mode de réalisation décrit (illustrée sur la ), la face inférieure du carénage 49 définit le diamètre de turbine 122 (où la « surface inférieure » est définie comme la surface du carénage la plus proche du centre du moteur), lorsque le carénage 49 fournit un bord à l'anneau de trajet de gaz. Tandis que l'aube 44 s'étend dans le carénage 49 dans le mode de réalisation décrit, de manière à faciliter le montage du carénage 49 sur les aubes 44, le point où l'aube 44 pénètre dans le carénage 49 peut être compris comme l'extrémité d'aube 48, car c'est la partie radialement la plus à l'extérieur de l'aube 44 exposée à l'écoulement de gaz. Sur un rotor non caréné 19b', c'est-à-dire une turbine 19 sans carénage monté sur les aubes, telle que celle illustrée sur la , les extrémités 48 des aubes 44 définissent le diamètre 122'. Dans le mode de réalisation illustré sur les Figures 4A, 11A et 11B, la turbine 19 a seulement un rotor 19b (c.-à-d., une rangée d'aubes de rotor 44 en un emplacement axial spécifique), de sorte que le seul rotor de la turbine 19 est l'étage de rotor de plus basse pression de la turbine. Le rotor 19b est situé entre deux stators 19a, 19c. Le stator le plus arrière 19c peut également être désigné comme une aube directrice de sortie (OGV). Dans des modes de réalisation alternatifs, de multiples rotors peuvent être présents au sein de la turbine 19. L'étage de rotor de plus basse pression de la turbine 19b est l'étage de rotor le plus arrière de la turbine 19. Dans de tels modes de réalisation, l'homme du métier appréciera que la pression diminue le long de la longueur de la turbine 19, de l'avant vers l'arrière. Dans de tels modes de réalisation, la turbine 19 comporte une pluralité d'étages de rotor comportant un étage de rotor de plus basse pression situé le plus éloigné en aval. La turbine 19 du mode de réalisation décrit comprend un carter de turbine. Le ou les rotors 19b et stators 19a, 19c sont montés à l'intérieur du carter. Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de turbine 122 est au moins sensiblement égal au diamètre interne du carter de turbine, à savoir la largeur du carénage et/ou l'espacement de l'extrémité d'aube au carénage est relativement faible par rapport au diamètre de turbine 122. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur 10 comprend un carter 11a autour du cœur de moteur 11, et le carter de turbine est fourni par une partie du carter de cœur 11a. Dans des modes de réalisation alternatifs, le carter de turbine peut être distinct. Le diamètre 122 de la turbine basse pression 19 à son étage de rotor de plus basse pression 19b (représenté sur la ) est égal au double du rayon 106 de la turbine basse pression 19 à son étage de rotor de plus basse pression (représenté sur la ). Le rayon 106 de la turbine basse pression 19 à son étage de rotor de plus basse pression 19b est la distance entre la ligne centrale du moteur et le point d'intersection entre le bord de fuite d'aube d'étage de rotor de plus basse pression et le bord externe de l'anneau de trajet de gaz (qui est le côté inférieur du carénage pour le rotor caréné du mode de réalisation décrit, mais qui serait défini par les extrémités d'aubes dans des modes de réalisation avec un rotor non caréné). Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de turbine 122 à l'étage de rotor de plus basse pression est dans la plage allant de 70 cm à 170 cm. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le diamètre de turbine 122 à l'étage de rotor de plus basse pression peut être compris dans la plage allant de 100 cm à 120 cm. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le diamètre de turbine 122 à l'étage de rotor de plus basse pression peut être situé dans la plage allant de 120 cm à 170 cm. Rayon externe de la tuyère d'échappement de contournement : Le conduit de contournement 22 comporte une tuyère d'échappement de contournement 18 ; comme l'air aspiré par la soufflante 23 et contournant le cœur 11 traverse le conduit de contournement 22 et sort de la tuyère d'échappement de contournement 18, la tuyère d'échappement de contournement peut être appelée tuyère de soufflante 18. Le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement peut donc être appelé rayon externe 114 de la tuyère de soufflante. Dans le mode de réalisation décrit, une surface interne de la nacelle 21 définit la surface externe de la tuyère d'échappement de contournement 18. Le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement, représenté sur les Figures 7A à C, est défini comme le rayon au niveau du bord externe de la sortie de tuyère d'échappement de contournement. Le rayon 114 est mesuré depuis la ligne centrale de moteur 9 jusqu'à l'extrémité la plus arrière 21b de la surface interne de la nacelle 21, dans un plan radial. Le plan radial peut être appelé plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de contournement 18. La tuyère d'échappement de contournement 18 se termine là où la nacelle 21 prend fin, rendant l'extrémité la plus arrière 21b de la nacelle 21, la position axiale de la sortie de la tuyère d'échappement de contournement 18 dans le mode de réalisation décrit. Dans les modes de réalisation décrits, le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 se situe dans la plage allant de 100 cm à 200 cm, et particulièrement dans la plage allant de 100 cm à 190 cm. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 peut être compris dans la plage allant de 100 cm à 145 cm. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 peut être dans la plage allant de 145 cm à 190 cm. Rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement : Le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement peut également être appelé rayon interne 116 de la tuyère de soufflante. Le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement est défini comme le rayon au niveau du bord interne de la tuyère d'échappement de contournement. Le rayon 116 est mesuré depuis la ligne centrale de moteur 9 jusqu'au point sur le cœur de moteur 11 dans la même position axiale que l'extrémité la plus arrière 21b de la surface interne de la nacelle 21, dans un même plan radial (qui peut être appelé plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de contournement 18). La tuyère d'échappement de contournement 18 se termine là où la nacelle 21 prend fin, ce qui fait que l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21 définit la position axiale de la sortie de la tuyère d'échappement de contournement 18. Dans les modes de réalisation décrits, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 se situe dans la plage allant de 50 cm à 125 cm, et éventuellement de 65 cm à 110 cm. Dans des modes de réalisation comprenant un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 peut être compris dans la plage allant de 65 cm à 90 cm. Dans des modes de réalisation comprenant un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 peut être dans la plage allant de 80 cm à 110 cm. Section d'écoulement de la tuyère d'échappement de contournement : La section d'écoulement A b de la tuyère d'échappement de contournement 18 à la sortie de la tuyère peut être définie comme représenté sur la . Une distance minimale R b à travers la tuyère 18 subie par l'écoulement de gaz de contournement (B) est identifiée en superposant un cercle C b avec un point central CP b à l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21 et en agrandissant ce cercle jusqu'à ce qu'il entre en contact avec l'anneau interne du conduit de contournement 22 (à savoir la surface externe du cœur de moteur 11). La section, A b , subie par l'écoulement est définie sur la base de la rotation de cette distance minimale R b autour de la circonférence, de façon à former une section anguleuse, approximativement annulaire, et en soustrayant la section bloquée (dans ce mode de réalisation, bloqué par le mât 53, comme illustré sur le côté droit de la , qui montre une vue (qui n'est pas à l'échelle) de la surface de tuyère dans un plan radial orienté vers l'arrière). L'homme du métier sera conscient que, dans le mode de réalisation représenté, la distance minimale R b à travers la tuyère 18 est inclinée par rapport au rayon du moteur 10, à savoir non perpendiculaire à la ligne centrale de moteur 9, et que la distance minimale R b est pour cette raison non égale à la différence entre le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 et le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18, et n'est pas mesurée dans le même plan que ces rayons. Dans des modes de réalisation alternatifs, le cercle C b peut entrer en contact avec le cœur de moteur 11 à la même position axiale que l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21 ; dans de tels modes de réalisation, la distance minimale R b serait égale à la différence entre le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 et le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18. La section d'écoulement, A b de la tuyère d'échappement de contournement à la sortie de la tuyère d'échappement de contournement se situe dans l'intervalle allant de 1,9 m 2 à 5,8 m 2 dans le mode de réalisation décrit. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de conduit de contournement à la sortie de la tuyère d'échappement de conduit de contournement peut être comprise dans la plage allant de 1,9 m 2 à 4,5 m 2 . Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de conduit de contournement à la sortie de la tuyère d'échappement de conduit de contournement peut être comprise dans la plage allant de 4,5 m 2 à 5,8 m 2 . Section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur : La section d'écoulement A c de la tuyère d'échappement de cœur 20 au niveau de la sortie de la tuyère peut être définie comme pour la tuyère d'échappement de contournement 18, comme illustré sur la . Une distance minimale R c à travers la tuyère 20 subie par l'écoulement de gaz est identifiée en superposant un cercle C c avec un point central CP c à l'extrémité la plus arrière du carter de cœur de moteur/structure fixe interne 11a et en agrandissant ce cercle jusqu'à ce qu'il entre en contact avec l'anneau interne de la tuyère de cœur 20 (à savoir la surface externe du cône d'échappement 67). La section, A c , subie par l'écoulement est définie sur la base de la rotation de cette distance minimale Rc autour de la circonférence, de façon à former une section anguleuse, approximativement annulaire, et en soustrayant la section bloquée (dans ce mode de réalisation, bloqué par le mât 53, comme illustré sur le côté droit de la , qui montre une vue (qui n'est pas à l'échelle) de la surface de tuyère dans un plan radial orienté vers l'arrière). Dans le mode de réalisation représenté, la distance minimale R c à travers la tuyère 20 est inclinée par rapport au rayon du moteur 10, c'est-à-dire non perpendiculaire à la ligne centrale de moteur 9. Dans des modes de réalisation alternatifs, la distance minimale R c peut être une distance radiale. Dans le mode de réalisation décrit, la section d'écoulement A c de la tuyère d'échappement de cœur à la sortie de la tuyère d'échappement de cœur se situe dans l'intervalle allant de 0,4 m 2 à 1,3 m 2 . Dans des modes de réalisation avec un moteur (10) avec un rayon d'extrémité de soufflante (102) dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur peut être comprise dans la plage allant de 0,4 m 2 à 0,6 m 2 . Dans des modes de réalisation avec un moteur (10) avec un rayon d'extrémité de soufflante (102) dans la plage de 155 cm à 200 cm, la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur peut être comprise dans la plage allant de 0,6 m 2 à 1,3 m 2 . Angle de paroi externe de conduit de contournement : Le conduit de contournement 22 est partiellement défini par une paroi externe formée par la surface interne de la nacelle 21, comme illustré sur la . Dans ce mode de réalisation, une aube directrice de sortie (OGV) 58 de conduit de contournement est fourni, qui s'étend radialement à travers le conduit de contournement 22, entre une surface externe du cœur de moteur 11 (par exemple, le carter de cœur 11a) et la surface interne de la nacelle 21. L'OGV s'étend entre une extrémité radialement interne 58a et une extrémité radialement externe 58b (voir ) et a un bord d'attaque (ou en amont) et un bord de fuite (ou en aval) par rapport à la direction du flux de gaz B à travers le conduit de contournement 22. Un axe de paroi externe 60 peut être défini reliant l'extrémité radialement externe 58b du bord de fuite de l'aube directrice de sortie de conduit de contournement 58 et l'extrémité la plus arrière 21b de la surface interne de la nacelle 21. L'axe de paroi externe 60 se trouve dans un plan longitudinal contenant la ligne centrale 9 du moteur à turbine à gaz. Dans le mode de réalisation décrit, l'axe de paroi externe 60 est défini sur la base d'une géométrie de nacelle fixe (par exemple un conduit de soufflante). L'extrémité la plus arrière 21b de la surface interne de la nacelle 21 reste donc dans une position constante par rapport à l'OGV. Dans d'autres modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 peut avoir une tuyère de soufflante à section variable telle que décrite ci-dessus. Dans de tels modes de réalisation, l'extrémité la plus arrière de la surface interne de la nacelle 21 (et ainsi de l'axe de paroi externe 60) peut être mobile lors de l'utilisation du moteur. L'axe de paroi externe 60 peut être défini sur la base de la position de l'extrémité la plus arrière 21b de la surface interne de la nacelle pendant des conditions de croisière. Les conditions de croisière peuvent être comme décrit ailleurs ici. L'angle de paroi de conduit de contournement externe (BPD) 126 est défini par l'angle entre l'axe de paroi externe 60 et la ligne centrale 9 du moteur comme illustré sur les Figures 12A, 12B et 12C. Une valeur positive de l'angle de paroi de BPD 126 correspond à l'axe de paroi externe 60 incliné par rapport à la ligne centrale de moteur 9 en se déplaçant dans une direction vers l'arrière le long de l'axe, c'est-à-dire l'extrémité la plus arrière de la surface interne de la nacelle 21 est plus éloignée de la ligne centrale de moteur 9 que l'extrémité radialement externe du bord de fuite de l'OGV de contournement. Un angle de paroi de BPD positif est illustré sur les Figures 12A et 12B. Une valeur négative d'angle de paroi de BPD correspond à l'axe de paroi externe 60 incliné vers la ligne centrale de moteur 9 lors d'un déplacement vers l'arrière le long de l'axe. Un angle de paroi de BPD négatif est illustré sur la . Dans ce cas, l'extrémité la plus arrière de la surface interne de la nacelle 21 est plus proche de la ligne centrale du moteur 9 que l'extrémité radialement externe du bord de fuite de l'OGV de contournement. Un rayon d'aube directrice de sortie de conduit de contournement, mesuré radialement entre la ligne centrale de moteur 9 et l'extrémité radialement externe 58b du bord de fuite de l'OGV de contournement, peut être dans une plage allant de 90 cm à 210 cm. Par exemple pour un moteur 10 ayant un rayon d'extrémité de soufflante 102 situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon d'aube directrice de sortie de conduit de contournement peut se situer dans la plage allant de 90 cm à 150 cm, ou plus spécifiquement de 110 cm à 135 cm. Pour un moteur 10 ayant un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon d'aube directrice de sortie de conduit de contournement peut être dans la plage allant de 160 cm à 210 cm, ou plus spécifiquement de 170 cm à 200 cm. Angle d'axe de soufflante : En se reportant aux Figures 9A et 9B, le moteur à turbine à gaz 10 présente un angle d'axe de soufflante 118 lié à l'angle entre l'extrémité radiale externe 68 des aubes de soufflante 64 et l'extrémité radiale externe 48 des aubes de rotor 44 de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine basse pression 19. Un axe d'extrémité de soufflante 62 est situé dans un plan commun avec la ligne centrale du moteur 9. L'axe d'extrémité de soufflante 62 rejoint l'extrémité radialement externe 68a du bord d'attaque 64a de l'aube de soufflante 64 et l'extrémité radialement externe du bord de fuite d'une des aubes de rotor 44 de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine basse pression 19. L'angle d'axe de soufflante 118 est défini comme l'angle entre l'axe d'extrémité de soufflante 62 et la ligne centrale de moteur 9, comme illustré sur la . Comme décrit ailleurs ici, les aubes de rotor 44 de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 peuvent être carénées ou non carénées. Si les aubes de rotor 44 sont carénées, l'extrémité radiale externe des aubes de rotor est la face inférieure du carénage 49 (ce qui fournit le bord de l'anneau d'écoulement de gaz). Si les aubes de rotor 44' sont non carénées, il s'agit des extrémités d'aubes 48' du rotor 19b'. Différence de rayon soufflante-turbine : En se référant aux Figures 10A et 10B, le moteur à turbine à gaz 10 présente une différence de rayon soufflante-turbine 120 définie comme une distance radiale entre : un point d'un cercle intersectant (par exemple balayé par) l'extrémité radialement externe 48 du bord de fuite des aubes de rotor 44 de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine basse pression 19 ; et un point sur un cercle intersectant (par exemple balayé par) l'extrémité radialement externe 68a du bord d'attaque 64a des aubes de soufflante 64. La différence de rayon soufflante-turbine 120 peut être située dans l'intervalle allant de 50 cm à 120 cm. La différence de rayon soufflante-turbine 120 peut être comprise dans une plage allant de 55 cm à 85 cm, par exemple pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. La différence de rayon soufflante-turbine 120 peut être située dans une plage allant de 90 cm à 120 cm, par exemple pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Comme décrit ci-dessus, les aubes de rotor 44 de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 peuvent être carénées ou non carénées. Si les aubes de rotor 44 sont carénées, l'extrémité radiale externe des aubes de rotor 48 est la face inférieure du carénage 49 (ce qui fournit le bord de l'anneau d'écoulement de gaz). Si les aubes de rotor 44' sont non carénées, il s'agit des extrémités d'aubes 48' du rotor 19b'. Distance entre surface du sol et aile : Dans les modes de réalisation décrits, la distance 124 est mesurée par rapport au sol 50, comme représenté sur les Figures 11A et 11B ; une surface du sol est définie comme le plan 50 sur lequel l'aéronef 70 reste après l'atterrissage/avant le décollage, par exemple la surface d'une piste ou le plancher d'un hangar. L'homme du métier appréciera que, dans la plupart des modes de réalisation, le train d'atterrissage d'aéronef serait déployé et en contact avec la surface du sol 50. On mesure la distance verticale entre le sol 50 et l'aile 52. Au fur et à mesure que la hauteur de l'aile 52 varie le long de la direction axiale dans les modes de réalisation décrits (du fait de sa forme aérodynamique), une position axiale est choisie pour cette mesure - dans le mode de réalisation décrit, l'emplacement axial du bord d'attaque 52a de l'aile 52 est choisi. En particulier, la distance sol-aile 124, telle que définie ici, est la distance verticale entre la surface du sol 50 et le point central du bord d'attaque de l'aile 52a. La distance 124 entre la surface du sol 50 et l'aile 52 est donc mesurée au point central 52a du bord d'attaque 52a de l'aile 52. Au fur et à mesure que la hauteur de l'aile 52 varie sur sa longueur dans le mode de réalisation décrit, depuis l'aéronef 70 jusqu'à une extrémité de l'aile, un emplacement le long de la longueur de l'aile 52 est également choisi pour la mesure. Dans le mode de réalisation décrit, l'emplacement sélectionné est directement au-dessus de la ligne centrale du moteur 9 (l'axe de moteur 9). La distance 124 entre la surface du sol 50 et l'aile 52 est donc mesurée selon une ligne perpendiculaire à la surface du sol 50 et passant par, et dans au moins ce mode de réalisation perpendiculaire à, une ligne centrale axiale du moteur 10. L'homme du métier appréciera que la distance sol-aile 124 peut également varier en fonction d'un chargement de l'aéronef 70. Tel qu'il est utilisé ici, on suppose un poids de décollage maximal (MTOW) pour la définition de la distance sol-aile 124. Poids maximal de décollage : Le MTOW d'un appareil 70 peut également être dénommé poids brut maximal de décollage (MGTOW) ou masse maximale de décollage (MTOM) d'un aéronef 70. Le MTOW est la masse maximale à laquelle un pilote est autorisé à tenter de décoller, du fait des limitations structurales ou autres. L'homme du métier appréciera que le poids maximal de décollage (MTOW) pour un aéronef 70 est un paramètre standard délivré avec un certificat d'aéronef, et par conséquent, que le MTOW peut ainsi être trivialement identifié pour n'importe quel aéronef commercial 70, et peut être déterminé selon la norme pratique standard pour n'importe quel aéronef 70. Blocage aval : Le blocage aval assure une mesure de la quantité de l'espace sous une aile 52 d'un aéronef 70 occupée par le moteur à turbine à gaz 10. Dans les modes de réalisation décrits, le blocage aval est mesuré par rapport à la surface du sol 50. Ici, un rapport de blocage aval est défini comme [Math. 47] : Le diamètre de turbine 122 et une distance 124 entre la surface du sol 50 et l'aile 52 sont tels que définis ci-dessus. Débit massique quasi-non-dimensionnel (Q) : Un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme [Math. 48] : . où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A écoulement est la section d'écoulement de la soufflante en m 2 , tel que défini ci-dessus. Les paramètres W, T0, P0 et A écoulement sont tous représentés schématiquement sur la . Dans des conditions de croisière du moteur à turbine à gaz 10 (qui peuvent être telles que définies ici), la valeur de Q est, par exemple, située dans la plage allant de 0,029 à 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 . En particulier, telles qu'utilisées ici, des conditions de croisière peuvent signifier des conditions de croisière d'un aéronef 70 sur lequel le moteur à turbine à gaz 10 est fixé. De telles conditions de croisière peuvent être définies d'une manière classique comme les conditions à mi-croisière, par exemple les conditions subies par l'aéronef 70 et/ou le moteur 10 au niveau du point médian (en termes de temps et/ou de distance) entre la fin de la montée et le début de la descente. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à : un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 ; une pression de 23 000 Pa ; et une température de -55 deg C. Également dans des conditions de croisière, le moteur à turbine à gaz 10 génère une poussée T (qui peut être appelée poussée de croisière), représentée schématiquement sur la . Cette poussée peut être égale à la poussée nécessaire pour maintenir la vitesse d'avancement de croisière d'un aéronef 70 sur lequel est fixé le moteur à turbine à gaz 10, divisé par le nombre de moteurs 10 prévus sur l'aéronef. Dans des conditions de croisière, la poussée, T, divisée par le débit massique, W, à travers le moteur (qui est égal au débit massique W en entrée de soufflante) est par exemple dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 110 Nkg -1 s. Rapport de pression de la tuyère d'échappement de contournement : La tuyère d'échappement de contournement 18 peut également être appelée tuyère de soufflante 18. L'homme du métier appréciera qu'un rapport de pression de tuyère (NPR) est généralement défini comme [Math. 49] : Le rapport de pression de la tuyère d'échappement de contournement 18 est donc [Math. 50] : L'emplacement de la sortie de la tuyère d'échappement de contournement 18 est tel que décrit ci-dessus, et comme représenté sur les Figures 13A et 13B. En particulier, un plan de sortie 54 est défini à la sortie de la tuyère d'échappement de contournement 18. Le plan de sortie 54 est défini comme le plan radial annulaire s'étendant à travers la tuyère d'échappement de contournement 18 à l'emplacement axial de l'extrémité arrière de la nacelle 21. La pression totale au niveau de la sortie de la tuyère de contournement, P BE , est définie à ce plan ; à savoir, la somme des pressions statique et dynamique à la sortie de tuyère 54 de la tuyère de contournement 18 est déterminée comme la pression totale P BE . L'homme du métier appréciera que des pressions dans le moteur 10 peuvent être modélisées à partir de principes aérodynamiques, et/ou un ou plusieurs capteurs de pression (par exemple sous la forme d'un râteau de pression) peuvent être situés à l'intérieur de la tuyère de contournement 18 ou ailleurs dans la conduite de contournement 22 pour enregistrer des pressions locales réelles, et la pression au niveau du plan de sortie de tuyère de contournement 54 peut être déterminée à partir de ces mesures. Une valeur connue basée sur une altitude de l'aéronef peut être utilisée pour la pression ambiante, P Amb . La pression totale utilisée pour calculer le rapport de pression de la tuyère d'échappement de contournement est la pression totale dans des conditions de croisière, telles que définies ci-dessus. En particulier, telles qu'utilisées ici, des conditions de croisière peuvent signifier des conditions de croisière d'un aéronef 70 sur lequel le moteur à turbine à gaz 10 est fixé. De telles conditions de croisière peuvent être définies d'une manière classique comme les conditions à mi-croisière, par exemple les conditions subies par l'aéronef 70 et/ou le moteur 10 au niveau du point médian (en termes de temps et/ou de distance) entre la fin de la montée et le début de la descente. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à : un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 ; une pression de 23 000 Pa ; et une température de -55 deg C. Rapport de pression de la tuyère de cœur : L'homme du métier appréciera qu'un rapport de pression de tuyère (NPR) est défini comme [Math. 51] : Le rapport de pression de la tuyère de cœur 20 est donc [Math. 52] : L'emplacement de la sortie de la tuyère de cœur 20 est en position axiale définie par l'extrémité la plus arrière du carter de cœur 11a/structure interne fixe 11a, comme représenté sur la . L'emplacement de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur 20 est tel que décrit ci-dessus, et comme représenté sur les Figures 13A et 13B. En particulier, un plan de sortie 56 est défini à la sortie de la tuyère d'échappement de cœur 20. Le plan de sortie 56 est défini comme le plan radial annulaire s'étendant à travers la tuyère d'échappement de cœur 20 à l'emplacement axial de l'extrémité arrière du carter de cœur 11a. La pression totale au niveau de la sortie de la tuyère de cœur, P CE , est définie à ce plan ; à savoir, la somme des pressions statique et dynamique à la sortie de la tuyère 56 de la tuyère d'échappement de cœur 20 est déterminée comme la pression totale P CE . Dans le mode de réalisation décrit, le plan de sortie 56 de la tuyère de cœur 20 est en arrière du plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de contournement 18, car le carter de cœur 11a s'étend plus vers l'arrière que la nacelle 21. Dans des modes de réalisation alternatifs, les plans de sortie 56, 54 peuvent être rapprochés, peuvent être coplanaires, ou l'ordre des plans peut être inversé. L'homme du métier appréciera que des pressions dans le moteur 10 peuvent être modélisées à partir de principes aérodynamiques, et/ou un ou plusieurs capteurs de pression (par exemple sous la forme d'un râteau de pression) peuvent être situés à l'intérieur de la tuyère de cœur 20 pour enregistrer des pressions locales réelles, et la pression au niveau du plan de sortie de tuyère de cœur 56 peut être déterminée à partir de ces mesures. Une valeur connue basée sur une altitude de l'aéronef peut être utilisée pour la pression ambiante, P Amb . La même valeur peut être utilisée comme pour le rapport de pression de la tuyère d'échappement de contournement 18. L'homme du métier appréciera que la même valeur pour la pression ambiante est généralement utilisée pour les deux rapports. Comme mentionné ici, la pression dans un plan (par exemple, une pression totale à la sortie de la tuyère de contournement ou une pression totale à la sortie de la tuyère de cœur) peut être prise comme la valeur moyenne sur ce plan. La pression totale utilisée pour calculer le rapport de pression de la tuyère d'échappement de cœur est la pression totale dans des conditions de croisière, telles que définies ci-dessus. En particulier, telles qu'utilisées ici, des conditions de croisière peuvent signifier des conditions de croisière d'un aéronef 70 sur lequel le moteur à turbine à gaz 10 est fixé. De telles conditions de croisière peuvent être définies d'une manière classique comme les conditions à mi-croisière, par exemple les conditions subies par l'aéronef 70 et/ou le moteur 10 au niveau du point médian (en termes de temps et/ou de distance) entre la fin de la montée et le début de la descente. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à : un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 ; une pression de 23 000 Pa ; et une température de -55 deg C. Vitesse maximale de rotation de soufflante au décollage La vitesse de rotation de la soufflante 23 peut varier lors de l'utilisation du moteur à turbine à gaz 10. La soufflante 23 peut avoir une vitesse de rotation maximale de décollage (MTO) (par exemple en tr/min) correspondant à la vitesse maximale à laquelle elle tourne lors du décollage d'un aéronef 70 sur lequel est monté le moteur à turbine à gaz 10. La vitesse de rotation maximale de la soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 1450 tr/min à 3020 tr/min. Pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, la vitesse maximale de rotation de soufflante au décollage peut se situer dans une plage allant de 2100 tr/min à 3020 tr/min ou 1970 tr/min à 3020 tr/min. Pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, la vitesse maximale de rotation de soufflante au décollage peut être comprise dans une plage allant de 1450 tr/min et 1910 tr/min. On a constaté que les paramètres définis ci-dessus peuvent être combinés dans un quelconque ou plusieurs des rapports suivants pour fournir un moteur à turbine à gaz amélioré : Rapport de surface de moteur Le rapport de surface de moteur peut être défini comme [Math. 53] : Le diamètre de turbine 122 tel qu'utilisé dans ce rapport est le diamètre 122 de la turbine 19 à la position axiale de l'étage de rotor de plus basse pression 19b, comme défini ci-dessus. L'homme du métier comprendra que l'étage de rotor de plus basse pression 19b est l'étage de rotor le plus arrière de la turbine 19, et que l'étage de rotor le plus arrière 19b de la turbine 19 sera désigné comme l'étage de rotor de plus basse pression de la turbine 19 même lorsque le moteur 10 n'est pas en cours d'utilisation ; à savoir même lorsque la pression ne varie essentiellement pas au sein du moteur. L'aire de face de soufflante (A face de soufflante telle que définie ci-dessus) peut être comprise comme fournissant une indication d'une aire du moteur 10 dans un plan radial. Le diamètre de turbine 122 multiplié par la longueur de cœur 104 peut être compris comme une aire efficace du cœur de moteur 11 dans un plan axial. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir un rayon d'extrémité de soufflante 102 plus grand, et donc une plus grande aire de face de soufflante, peut améliorer l'efficacité propulsive, par exemple pour un niveau de poussée donné. Une augmentation d'un rayon de soufflante est illustrée par des flèches 23a sur la . Une telle augmentation augmenterait le rapport d'aire de moteur si le cœur de moteur 11 était inchangé, ou n'aurait aucun effet sur le rapport d'aire de moteur si le cœur 11 est mis à l'échelle pour s'adapter à la plus grande soufflante 23. Toutefois, l'homme du métier appréciera qu'un moteur 10 simplement mis à l'échelle pour une soufflante 23 plus grande pourrait potentiellement augmenter la traînée et la difficulté d'installation, par exemple augmenter le blocage aval. Dans les modes de réalisation décrits, le cœur de moteur 11 est rendu plus petit que celui qui serait simplement mis à l'échelle pour une soufflante 23 plus grande, ce qui réduit le rapport de l'aire de moteur. L'homme du métier appréciera que la réduction de la taille du cœur peut comprendre la réduction de la longueur de cœur 104, comme illustré par une flèche 11A sur la , la réduction du diamètre de turbine 122, comme illustré par une flèche 11B sur la , ou la réduction des deux, comme illustré par une flèche 11C sur la . L'homme du métier appréciera que la longueur de cœur 104 et le diamètre 122 peuvent être échangés l'un avec l'autre pour réduire la taille du cœur de moteur de façon optimale étant donné les diverses contraintes. Dans le mode de réalisation décrit, la longueur de cœur 104 et le diamètre de turbine 122 sont tous deux réduits par rapport au rayon de soufflante 102 lorsque la taille de soufflante 23 est augmentée, par rapport aux moteurs connus. Le rapport d'aire de moteur est donc supérieur à celui des moteurs d'aéronef actuels. Dans les modes de réalisation décrits, le rapport d'aire de moteur est dans la plage allant de 1,7 à 3, et particulièrement dans la plage allant de 1,70 à 3,00. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport d'aire de moteur est supérieur à 1,70. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport d'aire de moteur est dans la plage allant de 1,9 à 3, plus particulièrement dans la plage allant de 2 à 3, et plus particulièrement dans la plage allant de 2,1 à 2,5. Dans divers modes de réalisation, le rayon d'extrémité de soufflante 102 se situe dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, et le rapport d'aire de moteur est dans la plage allant de 1,7 à 2,7. Dans d'autres modes de réalisation, le rayon d'extrémité de soufflante 102 se situe dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, et éventuellement dans lequel le rapport d'aire de moteur est dans la plage allant de 2 à 3. Dans le mode de réalisation décrit en rapport avec la , le rayon d'extrémité de soufflante 102 est supérieur à 170 cm. Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de turbine 122 varie le long de la longueur de la turbine 19. Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de turbine 122 à l'étage de rotor de plus basse pression 19b a une valeur dans une ou plusieurs des plages absolues définies ci-dessus pour le diamètre de turbine. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport du rayon d'extrémité de soufflante 102 au diamètre de turbine 122 à l'étage de rotor de plus basse pression 19b se situe dans la plage allant de 0,8 à 2,1, inclus. Dans le mode de réalisation décrit, la longueur de cœur de moteur 104 a une valeur dans une ou plusieurs des plages absolues définies ci-dessus pour la longueur de cœur. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport du rayon d'extrémité de soufflante 102 à la longueur de cœur 104 se situe dans la plage allant de 0,3 à 1. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante 23 à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans des modes de réalisation alternatifs, il n'y a pas de réducteur. Dans les modes de réalisation décrits, le réducteur à un rapport d'engrenage situé dans la plage allant de 3 à 5, et plus particulièrement dans la plage allant de 3,2 à 3,8. Dans le mode de réalisation décrit, la turbine 19 est une première turbine 19 et le moteur 10 comprend une deuxième turbine 17 agencée pour tourner à une vitesse de rotation supérieure. Dans des modes de réalisation alternatifs, une seule turbine 19, ou plus de deux turbines 17, 19, peuvent être présentes. Dans le mode de réalisation décrit, un angle d'axe de soufflante 118 est défini comme décrit ci-dessus. L'angle d'axe de soufflante 118 est défini comme l'angle entre l'axe d'extrémité de soufflante 62 et la ligne centrale 9 du moteur, comme représenté sur les Figures 9A et 9B. Une valeur positive de l'angle d'axe de soufflante 118 correspond à l'axe d'extrémité de soufflante 62 incliné vers la ligne centrale de moteur 9 lors d'un déplacement dans une direction arrière le long de l'axe comme illustré sur la , c'est-à-dire l'extrémité radialement externe 68a du bord d'attaque 64a de la pluralité d'aubes 64 est en outre, depuis la ligne centrale du moteur 9 par comparaison à l'extrémité radialement externe du bord de fuite des aubes de rotor 19a de l'étage de plus basse pression de la turbine 19. Dans le mode de réalisation décrit, l'angle d'axe de soufflante est dans une plage allant de 10 à 20 degrés. En fournissant un angle d'axe de soufflante 118 dans cette plage, le moteur à turbine à gaz 10 peut avoir un grand diamètre de soufflante pour fournir un rendement de propulsion amélioré, tout en ayant également un cœur de diamètre relativement petit 11. Dans le mode de réalisation décrit, l'angle d'axe de soufflante 118 se situe dans une plage allant de 12 degrés à 16 degrés, plus précisément de 13 ou 14 à 15 degrés, et particulièrement de l'ordre de 14,5 degrés. Rapport contournement-cœur Un rapport contournement-cœur peut être défini comme [Math. 54] : Dans le mode de réalisation décrit en relation avec les Figures 13A et 13B, le rapport contournement-cœur est configuré pour se situer dans la plage allant de 1,1 à 2 dans des conditions de croisière de l'aéronef, et plus particulièrement dans la plage allant de 1,1 à 2,0 et plus particulièrement de 1,10 à 2,00. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, le rapport contournement-cœur peut se situer dans une ou plusieurs des plages suivantes dans des conditions de croisière de l'aéronef : de 1,10 à 2,00 ; au-delà de 1,15 ; et/ou de 1,2 à 1,5. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 ayant un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport contournement-cœur peut être dans la plage allant de 1,0 à 1,4 ou de 1,1 à 1,3. Dans des modes de réalisation avec un moteur 10 ayant un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport contournement-cœur peut être dans la plage allant de 1,3 à 1,6. Dans le mode de réalisation qui est décrit, le rapport contournement-cœur peut être simplifié à l'expression ci-dessous, comme décrit ci-dessus, qui peut être appelée rapport d'extraction [Math. 55] : Les pressions totales au niveau de la sortie de tuyère de contournement 54 et de la sortie de tuyère de cœur 56 peuvent être définies et déterminées comme décrit ci-dessus. Dans le mode de réalisation décrit, le cœur de moteur 11 comprend un carter 11a situé radialement entre la tuyère de cœur 20 et le conduit de contournement 22. Dans le mode de réalisation décrit, une surface externe du carter 11a fournit une surface interne du conduit d'échappement de contournement 22 et de la tuyère de contournement 18, et une surface interne du carter 11a fournit une surface externe de la tuyère de cœur 20. Dans les modes de réalisation décrits, le rapport de contournement dans les conditions de croisière est dans la plage allant de 11 à 20, et plus particulièrement dans la plage allant de 13 à 20 ou de 14 à 20. Dans le mode de réalisation décrit, la sortie de la tuyère de cœur est définie comme un plan de sortie 56 de la tuyère d'échappement de cœur 20 (en vue de définir des pressions), le plan de sortie 56 s'étendant depuis un point le plus arrière du carter de cœur de moteur 11a vers une ligne centrale du moteur 10. Dans le mode de réalisation décrit, le plan de sortie 56 est défini comme un plan radial, perpendiculaire à un axe du moteur 10, en vue de définir des pressions. Dans le mode de réalisation décrit, la sortie de la tuyère de contournement est définie comme un plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de conduit de contournement 18 (en vue de définir des pressions), le plan de sortie 54 s'étendant depuis un point le plus arrière de la nacelle 21 vers une ligne centrale du moteur 10. Dans le mode de réalisation décrit, le plan de sortie 54 est défini comme un plan radial, perpendiculaire à un axe du moteur 10, en vue de définir des pressions. Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de la tuyère d'échappement de contournement 18 au niveau de la sortie de tuyère d'échappement de contournement 54 a une valeur dans une ou plusieurs des plages absolues définies ci-dessus pour un diamètre de la tuyère d'échappement de contournement. Dans le mode de réalisation décrit, la section d'écoulement A b de la tuyère d'échappement de contournement 18 au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de contournement 54 est comprise dans la plage allant de 2 m 2 à 6 m 2 , et plus particulièrement de 1,9 m 2 à 5,8 m 2 . Dans le mode de réalisation décrit, la section d'écoulement A c de la tuyère d'échappement de cœur 20 au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur 56 est dans la plage allant de 0,4 m 2 à 1,3 m 2 . Dans le mode de réalisation décrit, les sections d'écoulement sont mesurées dans un plan à un angle par rapport aux plans de sortie radiaux 54, 56. Dans des modes de réalisation alternatifs, les sections d'écoulement A b , A c peuvent être ou non dans les plans de sortie 54, 56 en fonction de l'angle de la distance minimale R b , R c tel que décrit précédemment en ce qui concerne la . Dans le mode de réalisation décrit, un rapport de section d'écoulement de la tuyère d'échappement de contournement 18 à la sortie de la tuyère d'échappement de contournement 54 à la section d'écoulement de la tuyère d'échappement de cœur 20 au niveau de la sortie de la tuyère d'échappement de cœur 56 est dans la plage allant de 4 à 6, et plus particulièrement dans la plage allant de 5 à 6. Dans le mode de réalisation décrit, la tuyère d'échappement de contournement 18 et la tuyère d'échappement de cœur 20 sont toutes les deux des tuyères convergentes. Dans des modes de réalisation alternatifs, l'une ou les deux de la tuyère d'échappement de contournement 18 et de la tuyère d'échappement de cœur 20 peuvent être des tuyères convergentes-divergentes. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre, un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans le mode de réalisation qui est décrit, le réducteur 30 présente un rapport d'engrenage situé dans la plage allant de 3 à 5, et plus particulièrement de 3,2 à 3,8. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est fourni ou le rapport d'engrenage peut différer. Dans le mode de réalisation décrit, le rayon d'extrémité de soufflante 102 est supérieur à 170 cm. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, le rayon d'extrémité de soufflante 102 peut être supérieur à ou de l'ordre de l'un quelconque de : 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm ou 195 cm. Dans le mode de réalisation décrit, la soufflante 23 est particulièrement grande ; l'homme du métier appréciera qu'une soufflante 23 plus grande peut faciliter une plus grande différence de pression entre les tuyères d'échappement de contournement et de cœur 18, 20, à condition que d'autres paramètres de moteur soient ajustés de manière appropriée. Dans des modes de réalisation alternatifs, la soufflante 23 peut ne pas être relativement grande et d'autres paramètres de moteur peuvent être ajustés pour fournir le rapport de pressions souhaité. Dans le mode de réalisation décrit, la turbine 19 est une première turbine 19 et le moteur 10 comprend une deuxième turbine 17 agencée pour tourner à une vitesse de rotation supérieure. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, le moteur 10 peut ne comporter qu'une seule turbine 19, ou avoir plus de deux turbines 17, 19, par exemple présentant trois ou quatre turbines. La illustre un procédé 1300 de fonctionnement d'un aéronef 70 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit ci-dessus. Le procédé comprend le décollage 1302, le fait d'atteindre des conditions de croisière 1304, et le contrôle 1306 de l'aéronef 70 de telle sorte que le rapport contournement-cœur demeure dans la plage allant de 1,1 à 2 pendant la croisière. Le rapport contournement-cœur peut être plus spécifiquement au sein de n'importe laquelle des plages définies précédemment. Le procédé 1300 peut inclure le contrôle du moteur à turbine à gaz 10 selon l'un quelconque des autres paramètres définis ici. Rapport longueur de moteur à CoG Le rapport de position du centre de gravité (COG) peut être défini comme [Math. 57] : . La longueur de moteur 110 peut être mesurée comme la distance axiale entre une région avant de la soufflante 23 et une région arrière de la turbine de plus basse pression 19. Dans le mode de réalisation décrit, la longueur de moteur 110 est mesurée comme la distance axiale entre : l'intersection du bord d'attaque 64a d'une de la pluralité d'aubes de soufflante 64 et du moyeu 66 ; et un point de rayon moyen du bord de fuite d'une des aubes de rotor 44 de l'étage de turbine plus basse pression de la turbine 19b tel que défini précédemment. Le point de rayon moyen est le point médian entre une position de portée de 0 % et une position de portée de 100 % de l'aube de rotor 44. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comporte une seule turbine 19 désignée comme la turbine de plus basse pression 19. Dans d'autres modes de réalisation, une pluralité de turbines peut être prévue. La longueur de moteur 110 est mesurée sur un rotor de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 des turbines prévues, et correspond ainsi au rotor de turbine le plus arrière dans le sens d'écoulement de gaz. Dans le mode de réalisation décrit, l'emplacement de centre de gravité 108 est mesuré comme la distance axiale entre l'intersection du bord d'attaque 64a d'une de la pluralité d'aubes de soufflante 64 et du moyeu 66 ; et le centre de gravité du moteur à turbine à gaz 10 tel que défini ci-dessus. Si un rayon de soufflante 102 plus grand est utilisé, par exemple pour améliorer le rendement propulsif, une telle augmentation peut avoir un effet sur la position relative du centre de gravité du moteur 10 lorsque les composants du moteur sont simplement mis à l'échelle proportionnellement au rayon de soufflante 102. Ceci peut provoquer des problèmes de montage du moteur 10 sur une aile 52 d'aéronef car le centre de gravité de moteur peut être déplacé longitudinalement à distance de l'aile 52. Ceci peut augmenter la charge appliquée à un mât de montage 53 reliant le moteur 10 et l'aile 52. Dans le mode de réalisation représenté sur les Figures 5A et 5B, le rapport de position de centre de gravité se situe dans une plage allant de 0,43 à 0,6. L'homme du métier appréciera que les modes de réalisation représentés aux Figures 5A et 5B sont fournis à titre d'exemples tombant au sein de cette plage. Plus spécifiquement, le rapport de position de centre de gravité peut être dans une plage allant de 0,45 à 0,6 et plus spécifiquement de 0,46 à 0,6. Plus précisément encore, le rapport de position de centre de gravité peut être compris dans une plage allant de 0,47 à 0,49, ou peut être dans une plage allant de 0,45 à 0,48. Les plages de la phrase précédente peuvent, par exemple, valoir pour un moteur à turbine à gaz 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm ou de 155 cm à 200 cm respectivement. Les valeurs absolues de la longueur de moteur 110 et de la position du centre de gravité 108 peuvent être telles que définies ailleurs ici. La définition du rapport de position de centre de gravité dans les plages ci-dessus peut permettre de situer le centre de gravité plus vers l'arrière par rapport à la longueur totale du moteur 10. Ceci peut permettre de situer le centre de gravité à une position plus proche d'une position de montage avant 53a du moteur 10 (c'est-à-dire la position d'une liaison avant à un mât 53 ; dans le mode de réalisation décrit, le moteur 10 est agencé pour être relié à un mât 53 en deux endroits, comprenant un montage de moteur avant 53a reliant la nacelle 21 au mât 53 et un montage de moteur arrière 53b reliant le carter de cœur 11a au mât 53. L'homme du métier appréciera que plus, moins et/ou différentes positions de montage peuvent être utilisées dans d'autres modes de réalisation). Ceci peut aider à réduire ou à minimiser des charges de montage par rapport aux rapports de position de centre de gravité trouvés dans les moteurs à turbine à gaz connus ou qui seraient obtenues avec une mise à l'échelle proportionnelle de l'architecture de moteur. D'autres effets avantageux comme la réduction de la flexion du cœur de moteur 11 et la déviation des arbres d'interconnexion au sein du cœur peuvent également être prévus en définissant le rapport de position de centre de gravité tel que défini ci-dessus. En définissant le rapport de position de centre de gravité dans la plage définie ci-dessus, le centre de gravité peut être rapproché d'une structure de support (telle que le mât 53 du mode de réalisation décrit) reliant le cœur de moteur 11 et la nacelle 21. Dans le mode de réalisation décrit, le centre de gravité peut être déplacé jusqu'à une position alignée (ou presque alignée) avec la structure fixe 24. Ceci peut réduire la force transmise par la structure fixe 24 pour supporter le cœur de moteur 11. Le rapport vitesse de soufflante au centre de gravité [Math. 58] : peut être dans une plage allant de 600 tr/min à 1350 tr/min., et plus spécifiquement d'environ 650 tr/min à 1276 tr/min. Par exemple pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport vitesse de soufflante au centre de gravité peut être situé dans l'intervalle allant de 925 tr/min à 1350 tr/min. Par exemple pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport vitesse de soufflante au centre de gravité peut être de 650 tr/min à 910 tr/min. La vitesse maximale de rotation de la soufflante au décollage peut être telle que définie par ailleurs ici. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre, un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est présent. La illustre un procédé 500 de fonctionnement d'un aéronef 70 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit ci-dessus. Le procédé comprend le décollage 502, l'atteinte de conditions de croisière 504, et la commande 506 de l'aéronef 70 de sorte que le rapport de position de centre de gravité se situe dans une plage de 0,43 à 0,6, et en utilisant le moteur pour fournir une poussée à l'aéronef pour le décollage de sorte qu'au cours du décollage, le rapport vitesse de la soufflante au centre de gravité présente une valeur maximale dans une plage telle que décrite ici, par exemple de 600 tr/min à 1350 tr/min. Le rapport position de centre de gravité et/ou le rapport vitesse de soufflante au centre de gravité peut être situé plus spécifiquement dans l'une quelconque des plages définies ci-dessus (par exemple la vitesse de la soufflante au centre de gravité de 650 tr/min à 1350 tr/min). Le procédé 500 peut inclure le contrôle du moteur à turbine à gaz 10 selon l'un quelconque des autres paramètres définis ici. Rapport d'emplacement de réducteur à longueur de moteur Un rapport d'emplacement de réducteur peut être défini comme [Math. 59] : La longueur de moteur 110 peut être mesurée comme la distance axiale entre une région avant de la soufflante 23 et une région arrière de la turbine de plus basse pression 19 (voir Figures 6A et 6B). Dans le mode de réalisation décrit, la longueur de moteur 110 est mesurée comme la distance axiale entre : l'intersection du bord d'attaque 64a d'une de la pluralité d'aubes de soufflante 64 et du moyeu 64 ; et le point de rayon moyen du bord de fuite d'une des aubes de rotor 44 de l'étage de turbine de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 tel que défini précédemment. Le point de rayon moyen est le point médian entre une position de portée de 0 % et une position de portée de 100 % de l'aube de rotor 44. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comporte une seule turbine 19 désignée comme la turbine de plus basse pression. Dans d'autres modes de réalisation, une pluralité de turbines peut être prévue. La longueur de moteur 110 est mesurée sur un rotor de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 des turbines prévues, et correspond ainsi au rotor de turbine le plus arrière dans le sens d'écoulement de gaz. Dans le mode de réalisation décrit, l'emplacement de réducteur 112 est mesuré comme la distance axiale entre : l'intersection d'un bord d'attaque 64a d'une de la pluralité d'aubes de soufflante 64 et du moyeu 66 ; et un plan radial intersectant le point central axial de la couronne dentée 38 du réducteur 30 tel que défini précédemment. Le réducteur 30 peut contribuer dans une large mesure à la masse totale du moteur 10. Sa position sur la longueur du moteur 10 peut donc avoir un effet significatif sur l'emplacement du centre de gravité. En cas de mise à l'échelle des composants du moteur proportionnellement à une taille de soufflante accrue, la position relative du réducteur 30 peut ne pas fournir une position appropriée du centre de gravité 108 pour permettre un montage efficace du moteur 10 sur une aile 52 d'aéronef. Dans le mode de réalisation représenté sur les Figures 6A et 6B, le rapport d'emplacement de réducteur se situe dans une plage allant de 0,19 à 0,45. L'homme du métier appréciera que les modes de réalisation représentés aux Figures 6A et 6B sont fournis à titre d'exemples tombant au sein de cette plage. Dans un mode de réalisation, le rapport d'emplacement de réducteur peut être compris dans une plage allant de 0,19 à 0,3., et plus particulièrement peut être dans une plage allant de 0,19 à 0,25 ou de 0,19 à 0,23. Dans un mode de réalisation, le rapport d'emplacement de réducteur peut être compris dans une plage allant de 0,19 à 0,23 ; ceci vaut, par exemple, pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Dans un autre mode de réalisation, le rapport d'emplacement de réducteur peut être égal à ou de l'ordre de 0,23 ; par exemple, dans la plage allant de 0,20 à 0,25 ; ceci vaut, par exemple, pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Les valeurs absolues de l'emplacement du réducteur 112 et de la longueur de moteur 110 peuvent être telles que définies ailleurs ici. La définition du rapport d'emplacement de réducteur dans les plages ci-dessus peut permettre ou faciliter le contrôle du centre de gravité et aider au montage du moteur. Un rapport d'emplacement de réducteur dans les plages ci-dessus peut provoquer un déplacement vers l'arrière du centre de gravité global du moteur à l'intérieur du moteur 10. Ceci peut permettre de rapprocher le centre de gravité de la position de montage avant 53a du moteur 10, et de réduire les charges de montage avant par rapport aux moteurs à turbine à gaz 10 connus ou qui seraient obtenues avec une mise à l'échelle proportionnelle de l'architecture de moteur. Comme déjà exposé, un tel contrôle de la position du centre de gravité peut également réduire la flexion cœur de moteur 11 et la déviation de l'arbre de cœur 26. Le choix d'un matériau à partir duquel sont réalisées les aubes de soufflante 64 peut avoir un impact sur le choix d'un rapport d'emplacement de réducteur. Dans le mode de réalisation décrit, les aubes de soufflante comprennent une partie de corps principal et une partie de bord d'attaque. Dans des modes de réalisation où la partie de corps principal des aubes de soufflante 64 est formée au moins en partie à partir d'un matériau composite, l'emplacement de réducteur peut être dans une plage allant de 50 cm à 110 cm et plus spécifiquement dans une plage allant de 80 cm à 110 cm. Le rapport d'emplacement de réducteur peut être égal à ou de l'ordre de 0,23 (par exemple de 0,20 à 0,25) lorsque l'on utilise des aubes de soufflante composites ; ceci peut être pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Dans d'autres modes de réalisation, les aubes de soufflante 64 peuvent être formées au moins partiellement de métal ou d'un alliage métallique. Dans un mode de réalisation, la partie de corps principal est formée à partir d'un alliage métallique. L'alliage métallique peut être, par exemple, un alliage d'aluminium et de lithium. Dans de tels modes de réalisation, l'emplacement de réducteur peut être situé dans une plage allant de 50 à 110 cm et plus particulièrement peut être dans une plage allant de 50 cm à 80 cm. Le rapport d'emplacement de réducteur peut être compris dans une plage allant de 0,19 à 0,23 où des aubes de soufflante métalliques sont utilisées. Ceci peut être, par exemple, pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante situé dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Rapport contournement externe à soufflante Un rapport de contournement externe à soufflante peut être défini comme [Math. 60] : Dans les modes de réalisation décrits, le rapport contournement externe à soufflante est dans la plage allant de 0,6 à 1,05, et plus particulièrement de 0,65 à 1,00. Dans divers modes de réalisation alternatifs, le rapport de contournement externe à soufflante peut être inférieur à 1,05, éventuellement inférieur à 1,02, et encore éventuellement inférieur à 1,00. Le rayon d'extrémité de soufflante 102 et le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 sont tous deux tels que définis ci-dessus - chaque rayon est mesuré dans un plan radial, perpendiculaire à l'axe du moteur 10. Dans des modes de réalisation avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement externe à soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,95 à 1, et plus particulièrement de 0,96 à 0,98. Dans des modes de réalisation avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de contournement externe à soufflante peut se situer dans la plage allant de 0,91 à 0,98, et éventuellement de 0,94 à 0,96. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur 10 comprend une nacelle 21 et le rayon d'extrémité de soufflante 102 est approximativement égal au rayon interne de la nacelle 21 adjacente à la soufflante (dans une région avant du moteur 10). Le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est équivalent au rayon interne de la nacelle 21 au niveau de l'extrémité la plus arrière 21b de la nacelle 21 (dans une région arrière du moteur 10). Le rapport contournement externe à soufflante fournit donc une mesure de variation de taille de moteur de l'avant vers l'arrière. Dans les modes de réalisation décrits, la tuyère d'échappement de contournement 18 présente un plan de sortie 54 (référencé sur les Figures 8A, 8B et 13A). Le plan de sortie 54 est dans un plan radial du moteur 10, perpendiculaire à la ligne centrale du moteur 9. Le plan de sortie 54 s'étend vers l'intérieur depuis l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21. Une section d'écoulement de la tuyère d'échappement de contournement 18 est approximativement définie par la section annulaire du plan de sortie 54 entre la surface interne de la nacelle 21 et la surface externe du cœur de moteur 11 (c'est-à-dire la partie ouverte du plan de sortie au sein du conduit de contournement 22/tuyère 18, la tuyère 18 étant la sortie du conduit 22, à partir des définitions ci-dessus que la distance minimale R b à travers la tuyère 18 subie par l'écoulement de gaz de contournement (B) peut en effet être différente de la largeur de tuyère radiale). Dans les modes de réalisation décrits, le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est mesuré à la position axiale du plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de contournement 18, ce qui correspond à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21. Le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est donc la distance radiale entre la ligne centrale 9 du moteur 10 et une surface interne de la nacelle 21 à la position axiale de l'extrémité la plus arrière 21b de la nacelle 21. Dans les modes de réalisation décrits, le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est approximativement égal à ou inférieur au rayon d'extrémité de soufflante 102. Dans le mode de réalisation représenté sur la , le rayon externe 114 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est sensiblement égal à, mais légèrement plus grand que le rayon d'extrémité de soufflante 102, donnant un rapport de contournement externe à la soufflante de 1,05 (les Figures pouvant ne pas être à l'échelle). Dans le mode de réalisation représenté sur la , le rayon externe 114' de la tuyère d'échappement de contournement 18 est inférieur au rayon d'extrémité de soufflante 102, donnant un rapport de contournement externe à la soufflante inférieur à 1, plus particulièrement allant de 0,9 à 1, et plus particulièrement de l'ordre de 0,96 (les Figures pouvant ne pas être à l'échelle). L'homme du métier aura à l'esprit que, dans les modes de réalisation illustrés sur la et 7B, le cœur de moteur 11 et la soufflante 23 sont identiques, et que la différence du rapport de contournement externe à la soufflante est due à la forme différente de la nacelle, et en particulier à la surface interne de la nacelle 21 s'incurvant vers l'intérieur/en direction de la ligne centrale de moteur vers l'arrière du moteur 10 dans le mode de réalisation illustré sur la , contrairement à la courbe vers l'extérieur/s'écartant de la ligne centrale de moteur vers l'arrière du moteur 10 dans le mode de réalisation illustré sur la . Dans le mode de réalisation représenté sur la , un rayon externe de la nacelle 21 est approximativement constant sur la longueur de moteur 110, s'incurvant légèrement vers l'intérieur dans les régions d'extrémité avant et arrière uniquement. Par contre, dans le mode de réalisation de la , le rayon externe de la nacelle 21 diminue d'un point médian axial de la nacelle 21 vers la partie arrière. La nacelle 21 est également plus mince que celle du mode de réalisation représenté sur la , ce qui permet de fournir un rayon/diamètre externe de nacelle inférieur et un moteur global 10 plus étroit par rapport à la taille de la soufflante 23. Le conduit d'échappement de contournement 22 et la tuyère d'échappement 18 sont donc plus étroits dans le mode de réalisation représenté sur la . L'homme du métier appréciera que la nacelle 21 relativement plus étroite et incurvée vers l'intérieur vers l'arrière peut permettre plus de place pour une structure de mât 53 reliant une partie arrière du moteur 10 à une aile 52 d'aéronef. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, des paramètres de soufflante 23 peuvent être modifiés pour changer le rapport de contournement externe à la soufflante, en plus ou au lieu de changements de la nacelle 21. En outre, dans divers modes de réalisation, des paramètres de cœur de moteur 11 peuvent être modifiés de façon à ajuster des largeurs/sections d'écoulement d'un conduit d'échappement de contournement 22 et d'une tuyère d'échappement 18 indépendamment du rayon de la nacelle 21 (par exemple en rétrécissant le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18). La est une représentation schématique d'un moteur 10 ayant un rapport de contournement externe à la soufflante compris dans la plage allant de 0,6 à 1,05. L'homme du métier appréciera que les modes de réalisation représentés aux Figures 7A et 7B sont fournis à titre d'exemples tombant au sein de cette plage. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir une tuyère d'échappement de contournement 18 relativement étroite, par rapport à une taille de la soufflante 102, peut réduire la traînée produite par le moteur 10 en cours d'utilisation. En outre, l'homme du métier appréciera que la tuyère d'échappement de contournement 18 relativement étroite, et un rayon de nacelle externe inférieur éventuellement correspondant, peuvent créer un système d'échappement plus compact, qui peut permettre ou faciliter l'installation d'un moteur 10 plus grand sous l'aile sur un aéronef 70. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre, un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans le mode de réalisation qui est décrit, le réducteur 30 présente un rapport d'engrenage situé dans la plage allant de 3 à 5, et plus particulièrement de 3,2 à 3,8. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est fourni ou le rapport d'engrenage peut différer. Rapport de contournement interne à la soufflante Un rapport de contournement interne à la soufflante peut être défini comme [Math. 61] : Dans les modes de réalisation décrits, le rapport de contournement interne à la soufflante est dans la plage allant de 0,4 à 0,65, et plus particulièrement de 0,40 à 0,65. Dans des modes de réalisation ayant un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut être compris dans la plage allant de 0,57 à 0,63, par exemple étant dans la plage de 0,58 à 0,60. Dans des modes de réalisation ayant un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de contournement interne à la soufflante peut être compris dans la plage allant de 0,5 à 0,6, et éventuellement de 0,52 à 0,58. Le rayon d'extrémité de soufflante 102 et le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 sont tous deux tels que définis ci-dessus, chaque rayon est mesuré dans un plan radial, perpendiculaire à l'axe 9 du moteur 10. Le rayon interne 116 est mesuré dans le même plan que le rayon externe 114. Le rayon d'extrémité de soufflante 102 est approximativement égal au rayon interne de la nacelle 21 adjacente à la soufflante (dans une région avant du moteur 10). Le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est équivalent au rayon externe du cœur de moteur 11 à la position axiale de l'extrémité la plus arrière 21b de la nacelle 21 (dans une région arrière du moteur 10). Le rapport de contournement interne à la soufflante fournit donc une mesure de variation de taille de moteur de l'avant vers l'arrière, différente de celle du rapport de contournement externe à la soufflante en ce que des dimensions de la nacelle 21 sont moins importantes que celles du cœur de moteur 11. Dans les modes de réalisation décrits, la tuyère d'échappement de contournement 18 présente un plan de sortie 54 (référencé sur les Figures 8A, 8B et 13A). Le plan de sortie 54 est dans un plan radial du moteur 10, perpendiculaire à la ligne centrale du moteur 9. Le plan de sortie 54 s'étend vers l'intérieur depuis l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21. Une section d'écoulement de la tuyère d'échappement de contournement 18 est approximativement définie par la section annulaire du plan de sortie 54 entre la surface interne de la nacelle 21 et la surface externe du cœur de moteur 11 (c'est-à-dire la partie ouverte du plan de sortie au sein du conduit de contournement 22/tuyère 18, la tuyère 18 étant la sortie du conduit 22, à partir des définitions ci-dessus que la distance minimale R b à travers la tuyère 18 subie par l'écoulement de gaz de contournement (B) peut en effet être différente de la largeur de tuyère radiale). Dans les modes de réalisation décrits, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est mesuré à la position axiale du plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de contournement 18, ce qui correspond à la position axiale de l'extrémité la plus arrière 21b de la nacelle 21. Le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est donc la distance radiale entre la ligne centrale du moteur 10 et une surface externe du cœur de moteur 11 à la position axiale de l'extrémité la plus arrière de la nacelle 21/à la position axiale du plan de sortie de tuyère d'échappement de contournement 54. Dans les modes de réalisation décrits, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 se situe dans la plage allant de 50 cm à 125 cm, et plus spécifiquement de 65 cm à 110 cm. Dans des modes de réalisation ayant un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être dans la plage allant de 65 cm à 90 cm. Dans des modes de réalisation ayant un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon interne de la tuyère d'échappement de contournement peut être dans la plage allant de 80 cm à 110 cm. Dans les modes de réalisation décrits, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est plus petit que le rayon d'extrémité de soufflante 102, par exemple étant d'environ 50 % du rayon d'extrémité de soufflante. Dans le mode de réalisation représenté sur la , le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est supérieur à la moitié du rayon d'extrémité de soufflante 102, donnant un rapport de contournement interne à la soufflante d'environ 0,6, et plus particulièrement d'environ 0,64 (les Figures pouvant ne pas être à l'échelle). Dans le mode de réalisation représenté sur la , le rayon interne 116' de la tuyère d'échappement de contournement 18 est inférieur au rayon d'extrémité de soufflante 102, donnant un rapport de contournement externe à la soufflante d'environ 0,6, et plus particulièrement d'environ 0,62 (les Figures pouvant ne pas être à l'échelle). L'homme du métier aura à l'esprit que, dans les modes de réalisation illustrés sur les Figures 8A et 8B, le cœur de moteur 11 et la soufflante 23 sont identiques, et en ce que la différence du rapport de contournement interne à la soufflante est due à la forme différente de la nacelle, et en particulier la nacelle 21 du mode de réalisation illustré sur la s'étendant plus à l'arrière le long du cœur de moteur 11 que celui de la , rendant ainsi le plan de sortie 54' davantage vers l'arrière en sens axial le long du cœur de moteur 11. Au fur et à mesure que le rayon de cœur de moteur diminue davantage vers l'arrière en sens axial le long du cœur de moteur 11, dans le mode de réalisation représenté, le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est plus petit pour le mode de réalisation représenté sur la que pour celui de la . L'homme du métier appréciera qu'un rayon interne de la nacelle 21 n'a pas d'effet sur la mesure du rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18, mais qu'une longueur de la nacelle affecte l'emplacement du plan de sortie 54 de la tuyère d'échappement de contournement 18, et pour cette raison l'endroit où le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 est mesuré. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, une forme du cœur de moteur 11 peut différer de telle sorte qu'une position axiale du plan de sortie 54 n'a pas d'effet, ou un effet différent, sur le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18. La fournit une représentation schématique d'un moteur 10 ayant un rapport de contournement interne à la soufflante dans la plage allant de 0,4 à 0,65. L'homme du métier appréciera que les modes de réalisation représentés aux Figures 8A et 8B sont fournis à titre d'exemples tombant au sein de cette plage. L'homme du métier comprendra que le cœur de moteur 11 est situé radialement à l'intérieur de la tuyère d'échappement de contournement 18, et que le rayon interne 116 de la tuyère d'échappement de contournement 18 peut pour cette raison être considéré comme équivalent à un rayon externe du cœur de moteur 11. Plus généralement, sur la longueur du cœur de moteur 11, le cœur de moteur 11 est situé radialement à l'intérieur du conduit d'échappement de contournement 22 et un rayon interne du conduit d'échappement de contournement 22 à tout emplacement axial donné peut donc être pensé comme équivalent à un rayon externe du cœur de moteur 11 à cet emplacement axial. L'homme du métier appréciera que le fait d'avoir un cœur de moteur 11 relativement étroit par rapport à la taille de la soufflante 102, peut réduire la traînée produite par le moteur 10 en cours d'utilisation. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre, un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans le mode de réalisation qui est décrit, le réducteur 30 présente un rapport d'engrenage situé dans la plage allant de 3 à 5, et plus particulièrement de 3,2 à 3,8. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est fourni ou le rapport d'engrenage peut différer. Rapport d'angle de paroi externe de conduit de contournement Un angle de paroi externe de conduit de contournement 126 est défini comme décrit ci-dessus. Dans un mode de réalisation, l'angle de paroi externe de conduit de contournement 126 peut être dans une plage allant de -15 à +1 degré. L'homme du métier appréciera que les Figures 12A, 12B et 12C ne sont pas à l'échelle et sont fournies pour montrer comment l'angle de paroi externe de conduit de contournement est mesuré. En prévoyant un angle de paroi externe de BPD dans cette plage, un système d'échappement plus compact peut être prévu. Dans un mode de réalisation, l'angle de paroi externe de conduit de contournement peut être négatif. Dans un mode de réalisation, l'angle de paroi externe de conduit de contournement peut être compris dans une plage allant de -5 à -1 degré. En utilisant un angle négatif de sorte que l'axe de paroi externe 60 est incliné vers la ligne centrale de moteur 9 a, un système d'échappement compact peut être fourni. Plus spécifiquement, l'angle de paroi de conduit de contournement peut être compris dans une plage allant de -4,0 à -1,0 degré. Dans un mode de réalisation, l'angle de paroi externe de conduit de contournement 126 peut être compris dans l'intervalle allant de -0,5 degré à -4 degrés, ceci vaut pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Dans un mode de réalisation, l'angle de paroi externe de conduit de contournement peut être dans une plage allant de -2,5 degrés à -4 degrés, ceci vaut pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Le rayon de l'aube directrice de sortie de conduit de contournement (OGV) 58 utilisé dans des modes de réalisation ayant l'angle de paroi de conduit de contournement 126 défini dans les plages ci-dessus peut être tel que défini ailleurs ici. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre, un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est présent. Angle d'axe de soufflante L'angle d'axe de soufflante 118 (également appelé angle d'axe d'extrémité de soufflante) est défini comme décrit ci-dessus. L'angle d'axe de soufflante 118 est défini comme l'angle entre l'axe d'extrémité de soufflante 62 et la ligne centrale 9 du moteur, comme représenté sur les Figures 9A et 9B. L'homme du métier appréciera que les Figures 9A et 9B ne sont pas à l'échelle et sont fournies pour montrer comment l'angle d'axe de soufflante 118 est mesuré. Une valeur positive de l'angle d'axe de soufflante 118 correspond à l'axe d'extrémité de soufflante 62 incliné vers la ligne centrale de moteur 9 lors d'un déplacement dans une direction arrière le long de l'axe comme illustré sur la , c'est-à-dire l'extrémité radialement externe 68a du bord d'attaque 64a de la pluralité d'aubes 64 est en outre, depuis la ligne centrale du moteur 9 par comparaison à l'extrémité radialement externe du bord de fuite des aubes de rotor 19a de l'étage de plus basse pression de la turbine 19. Dans le mode de réalisation décrit, l'angle d'axe de soufflante 118 est dans une plage allant de 10 à 20 degrés. En fournissant un angle d'axe de soufflante 118 dans cette plage, le moteur à turbine à gaz 10 peut avoir un grand diamètre de soufflante pour fournir un rendement de propulsion amélioré, tout en ayant également un cœur de diamètre relativement petit 11. Dans un mode de réalisation, l'angle d'axe de soufflante peut être dans une plage comprise entre 12 degrés et 17 degrés. Plus spécifiquement, l'angle d'axe de soufflante peut être compris dans une plage allant de 13 degrés à 15 degrés. Dans un mode de réalisation, l'angle d'axe de soufflante peut se situer dans une plage allant de 13 degrés à 15 degrés ; ceci vaut pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Dans un autre mode de réalisation, l'angle d'axe de soufflante peut se situer dans une plage allant de 13,5 degrés à 15,5 degrés ; ceci vaut pour un moteur ayant un rayon d'extrémité de soufflante dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comporte une seule turbine 19 désignée comme la turbine de plus basse pression. Dans d'autres modes de réalisation, une pluralité de turbines peut être prévue. L'angle d'axe de soufflante 118 est mesuré sur un rotor de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 des turbines prévues, et correspond ainsi au rotor de turbine le plus arrière 19b dans le sens d'écoulement de gaz. Les valeurs du rayon d'extrémité de soufflante 102 et du rayon de turbine dans des modes de réalisation ayant l'angle d'axe de soufflante 118 défini dans les plages ci-dessus peuvent être dans les plages définies ailleurs ici. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre, un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est présent. Rapport de vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine Un rapport de vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine est défini comme : La vitesse de rotation maximale de la soufflante au décollage et la différence de rayon soufflante-turbine 120 sont telles que définies ci-dessus, et comme illustré sur les Figures 10A et 10B. Dans le mode de réalisation qui est décrit en référence aux Figures 10A et 10B, le rapport de vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine est compris dans une plage allant de 0,8 tr/min/mm à 5 tr/min/mm. Comme exposé ci-dessus, ceci peut réduire le chargement sur le mât 53 qui relie le moteur 10 à l'aile 52 d'un aéronef 70. Dans un mode de réalisation, le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine peut être compris dans l'intervalle allant de 1,5 tr/min/mm à 4,0 tr/min/mm. Plus spécifiquement, le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine peut être compris dans l'intervalle allant de 1,5 tr/min/mm à 3,6 tr/min/mm. Dans un mode de réalisation, le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine peut être compris dans une plage allant de 2,93 tr/min/mm à 3,8 tr/min/mm, ceci vaut pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm. Dans un autre mode de réalisation, le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine peut être compris dans une plage allant de 1,2 tr/min/mm à 2 tr/min/mm, ceci vaut pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. La différence de rayon soufflante-turbine 120 et la vitesse de rotation maximale au décollage de la soufflante 23 peut être dans les plages définies ailleurs ici. Dans le mode de réalisation décrit, par rapport au rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine, le moteur à turbine à gaz 10 comporte une seule turbine 19 dite turbine de plus basse pression. Dans d'autres modes de réalisation, une pluralité de turbines peut être prévue. Le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine est mesuré sur un rotor de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine de plus basse pression 19 des turbines prévues, et correspond ainsi au rotor de turbine le plus arrière dans le sens d'écoulement de gaz. Le rayon de turbine 106 à l'étage de rotor de plus basse pression, mesuré comme la distance radiale de la ligne centrale de moteur 9 à l'extrémité radialement externe du bord de fuite d'une des aubes de rotor 44 de l'étage de plus basse pression 19b de la turbine 19, peut être dans la plage allant de 45 cm à 85 cm. Pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans une plage allant de 110 cm à 150 cm, le rayon de turbine 106 à l'étage de rotor de plus basse pression 19b peut être dans la plage allant de 50 cm à 60 cm. Pour un moteur 10 avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans une plage allant de 155 cm à 200 cm, le rayon de turbine 106 à l'étage de rotor de plus basse pression 19b peut être dans la plage allant de 60 cm à 85 cm. Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz 10 comprend en outre un réducteur 30 relié entre l'arbre de cœur 26 et la soufflante 23, le réducteur 30 étant agencé pour recevoir une entrée de l'arbre de cœur 26 et pour fournir une sortie pour entraîner la soufflante 23 à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur 26. Dans des modes de réalisation alternatifs, aucun réducteur n'est présent. La illustre un procédé 1000 de fonctionnement d'un aéronef 70 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit ci-dessus. Le procédé comprend le décollage 1002, le fait d'atteindre des conditions de croisière 1004, et le contrôle 1006 de l'aéronef 70 de sorte que le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine soit compris dans un intervalle allant de 0,8 tr/min/mm à 5 tr/min/mm pendant le décollage. Le rapport vitesse de soufflante à la différence de rayon soufflante-turbine peut plus spécifiquement être compris dans l'une quelconque des plages définies ci-dessus. Le procédé peut inclure le contrôle du moteur à turbine à gaz 10 selon l'un quelconque des autres paramètres définis ici. Rapport de blocage aval La fournit une illustration schématique d'un moteur 10 situé sous l'aile 52 d'un aéronef 70. Le moteur 10 est monté sur l'aile par un mât 53. Tout mât 53 approprié connu dans la technique peut être utilisé. Au sol, l'aéronef 70 est agencé pour reposer sur une surface du sol 50. L'homme du métier appréciera que des surfaces inférieures des pneumatiques du train d'atterrissage de l'aéronef (non représenté), sont généralement en contact avec la surface du sol 50. L'aile 52 est agencée pour se trouver à une distance 124 de la surface du sol 50. Dans le mode de réalisation décrit, la distance sol-aile 124 est mesurée entre la surface du sol 50 et la ligne centrale de l'aile 52 au niveau du bord d'attaque 52a de l'aile 52. Le moteur 10 est monté sous l'aile 52, et positionné entre l'aile 52 et le sol 50 en fonctionnement normal. Lorsque l'aéronef 70 est au sol 50, le moteur 10 est conçu pour être en dessous de l'aile 52 et au-dessus de la surface du sol 50. L'homme du métier appréciera que le diamètre du moteur 10 est donc conçu pour être plus petit que la distance sol-aile 124, de sorte que le moteur 10 peut être monté sous l'aile 52. L'homme du métier appréciera que le diamètre du moteur 10 est également conçu pour laisser de l'espace pour le montage du moteur sur l'aile par un mât 53. Dans les modes de réalisation décrits, le moteur 10 est agencé pour s'étendre vers l'avant du bord d'attaque 52a de l'aile 52. Seule une partie arrière du moteur 10 se trouve donc directement au-dessous de l'aile 52. La turbine 19 est située au-dessous d'une région avant de l'aile 52 dans le mode de réalisation décrit, et plus spécifiquement au-dessous du bord d'attaque 52a de l'aile 52. Dans des modes de réalisation alternatifs, la turbine 19 peut s'étendre vers l'avant, ou vers l'arrière, du bord d'attaque 52a de l'aile 52. Le diamètre 122 de la turbine 19, et plus précisément le diamètre 122 de la turbine 19 à la position axiale du rotor de plus basse pression 19b tel que défini ci-dessus, fournit donc une indication de la quantité d'espace vertical au-dessous de l'aile 52 remplie par le moteur 10. Le diamètre de turbine 122 est le double du rayon de turbine 106. La quantité d'espace vertical entre l'aile 52 et la surface du sol 50 prise par le moteur 10 peut être décrite en tant que blocage aval. Le rapport de blocage aval tel que défini ci-dessus peut donc être calculé comme [Math. 62] : Dans le mode de réalisation décrit, le rapport de blocage aval est dans la plage allant de 0,2 à 0,3, plus particulièrement dans la plage allant de 0,20 à 0,30, dans la plage allant de 0,20 à 0,29, et particulièrement dans la plage allant de 0,22 à 0,28. Dans des modes de réalisation avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, le rapport de blocage aval peut être compris dans la plage allant de 0,23 à 0,25. Dans des modes de réalisation avec un rayon d'extrémité de soufflante 102 dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, le rapport de blocage aval peut être dans la plage allant de 0,27 à 0,29. Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de turbine 122 à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression 19b est tel que défini ci-dessus et présente une valeur dans une ou plusieurs des plages définies ci-dessus pour le diamètre de turbine. Dans le mode de réalisation décrit, la turbine 19 est une première turbine 19, le compresseur est un premier compresseur 14, et l'arbre de cœur est un premier arbre de cœur 26, et le cœur de moteur 11 comprend en outre une deuxième turbine 17, un deuxième compresseur 15, et un deuxième arbre de cœur 27 reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. Dans ce mode de réalisation, la deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre de cœur 27 sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur 26. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport moteur du moteur 10 tel que défini ci-dessous se situe dans les plages décrites ci-après. Dans des variantes de réalisation avec un rapport de blocage aval dans la plage allant de 0,2 et 0,3, le rapport moteur peut ne pas tomber dans la plage allant de 2,5 à 4 ; le rapport de diamètre de soufflante à longueur de moteur peut donc ne pas tomber dans la plage allant de 0,5 à 1,2. Rapport moteur Un rapport moteur peut être défini comme [Math. 63] : où la longueur de moteur, le rayon de soufflante et le rapport de blocage aval sont tous tels que définis ci-dessus. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport moteur se situe dans la plage allant de 2,5 à 4, et plus spécifiquement dans la plage allant de 2,5 et 4,0, et plus spécifiquement dans la plage allant de 2,7 à 3,7. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport moteur est supérieur à 2,5, et plus spécifiquement supérieur à 3,0. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport de blocage aval du moteur 10 tel que défini ci-dessus se situe dans les plages décrites ci-dessus. Dans des modes de réalisation alternatifs avec un rapport moteur dans la plage allant de 2,5 à 4, le rapport de blocage aval peut ne pas tomber dans la plage allant de 0,2 à 0,3--c'est-à-dire que le rapport diamètre de soufflante à longueur de moteur peut ne pas tomber dans la plage allant de 0,5 à 1,2. Dans le mode de réalisation décrit, la longueur de moteur 110 a une valeur dans une ou plusieurs des plages absolues définies ci-dessus pour la longueur de moteur. Dans le mode de réalisation décrit, le diamètre de turbine 122 à l'emplacement axial de l'étage de rotor de plus basse pression 19b a une valeur dans une ou plusieurs des plages absolues définies ci-dessus pour le diamètre de turbine. Dans le mode de réalisation décrit, la turbine 19 est une première turbine 19, le compresseur est un premier compresseur 14, et l'arbre de cœur est un premier arbre de cœur 26, et le cœur de moteur 11 comprend en outre une deuxième turbine 17, un deuxième compresseur 15, et un deuxième arbre de cœur 27 reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. Dans ce mode de réalisation, la deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre de cœur 27 sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur 26. Dans le mode de réalisation décrit, le rapport Q est défini comme détaillé ci-dessous dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 , et plus particulièrement de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 , où la valeur de Q est prise dans des conditions de croisière. Blocage aval et rapport Q Dans le mode de réalisation illustré sur la , en référence à la , un rapport Q [Math. 64] : se situe dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 , où la valeur de Q est prise dans des conditions de croisière. Le rapport de blocage aval et Q sont tels que définis ci-dessus. En définissant le rapport Q dans cette plage, un grand débit massique peut être obtenu tout en minimisant le blocage aval. Le rapport Q peut également être représenté comme [Math. 65] : Dans un mode de réalisation, le rapport Q peut être dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,010 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Plus spécifiquement, le rapport Q peut être dans une plage allant de 0,006 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,009 Kgs -1 N -1 K 1/2 . La valeur Q utilisée dans les plages des deux phrases précédentes est prise dans des conditions de croisière. Une poussée spécifique peut être définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur. Dans un mode de réalisation, dans des conditions de croisière du moteur : 0,029 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 ; et 70 Nkg -1 s ≤ poussée spécifique ≤ 110 Nkg -1 s. Dans d'autres modes de réalisation, dans des conditions de croisière : 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Plus spécifiquement, dans des conditions de croisière : 0,033 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 , ou 0,034 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 Le diamètre de turbine 122, un rapport du rayon d'aube de soufflante à son moyeu au rayon de l'aube de soufflante à son extrémité, et des conditions de croisière peuvent être tels que définis ailleurs ici. Dans le mode de réalisation décrit, la turbine 19 est une première turbine 19, le compresseur est un premier compresseur 14, et l'arbre de cœur est un premier arbre de cœur 26, et le cœur de moteur 11 comprend en outre une deuxième turbine 17, un deuxième compresseur 15, et un deuxième arbre de cœur 27 reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. Dans ce mode de réalisation, la deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre de cœur 27 sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur 26. La illustre un procédé 1400 de fonctionnement d'un aéronef 70 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit ci-dessus. Le procédé comprend le décollage 1402, le fait d'atteindre des conditions de croisière 1404, et le contrôle 1406 de l'aéronef 70 de telle sorte que le rapport Q est dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 durant le décollage. Le rapport Q peut être plus précisément compris dans l'une quelconque des plages définies ci-dessus. Le procédé peut inclure le contrôle du moteur à turbine à gaz selon l'un quelconque des autres paramètres définis ici. 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 aéronef (70) et agencé pour être monté sous une aile (52) de l’aéronef (70), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un noyau de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre de noyau (26) reliant la turbine (19) au compresseur (14), la turbine (19) comprenant un étage de rotor de plus basse pression (19b), la turbine (19) ayant un diamètre de turbine (122) ; et une soufflante (23) située en amont du noyau de moteur (11), la soufflante (23) comprenant une pluralité de pales de soufflante (64) s’étendant à partir d’un moyeu (66), une face de soufflante annulaire étant définie au niveau d’un bord d’attaque de la soufflante (23) ; et dans lequel : un rapport de blocage aval est défini comme le rapport : et un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme : où : W est le débit massique à travers la soufflante, en Kg/s ; T0 est la température moyenne de stagnation de l’air au niveau de la face de soufflante, en kelvins ; P0 est la pression moyenne de stagnation de l’air au niveau de la face de soufflante, en Pa ; et A flow est la section d’écoulement de la face de soufflante, en m 2 , et dans lequel un rapport Q de : le rapport de blocage aval × Q se situe dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 , où la valeur de Q est prise dans des conditions de croisière. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le rapport de blocage aval se situe dans une plage allant de 0,2 à 0,3. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la distance (124) entre le plan de sol (50) et l’aile (52) est mesurée à un point central d’un bord d’attaque (52a) de l’aile (52). Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la distance (124) entre le plan de sol (50) et l’aile (52) est mesurée le long d’une ligne perpendiculaire au plan de sol (50) et passant par et perpendiculaire à une ligne centrale axiale (9) du moteur (10). Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le diamètre de turbine (122) à l’emplacement axial de l’étage de rotor de plus basse pression (19b) se situe dans la plage allant de 70 cm à 170 cm. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : a) le diamètre de turbine (122) au niveau de l’étage de rotor de plus basse pression (19b) se situe dans la plage allant de 100 cm à 120 cm, et éventuellement un rayon d’extrémité de soufflante (102) de la soufflante (23) se situe dans la plage allant de 110 cm à 150 cm ; ou b) le diamètre de turbine (122) au niveau de l’étage de rotor de plus basse pression (19b) se situe dans la plage allant de 120 cm à 170 cm, et éventuellement un rayon d’extrémité de soufflante (102) de la soufflante (23) se situe dans la plage allant de 155 cm à 200 cm. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le diamètre de turbine (122) au niveau de l’étage de rotor de plus basse pression (19b) est mesuré à l’emplacement axial de bords de fuite d’extrémité de pale des pales de rotor (44) de l’étage de rotor de plus basse pression (19b), et éventuellement dans lequel le diamètre de turbine (122) de la turbine (19) au niveau de l’étage de rotor de plus basse pression (19b) est mesuré : (i) si le rotor est caréné, jusqu’au côté inférieur du carénage (49) ; ou (ii) si le rotor est non caréné, jusqu’aux extrémités de pales du rotor. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une poussée spécifique est définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur (10) ; et dans des conditions de croisière du moteur : 0,029 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 ; et Nkg -1 s ≤ poussée spécifique ≤ 110 Nkg -1 s, et éventuellement : dans des conditions de croisière : 0,032 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,036 Kgs -1 N -1 K 1/2 , ou : 0,033 Kgs -1 N -1 K 1/2 ≤ Q ≤ 0,035 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 8, dans lequel : le rapport du rayon de l’une des pales de soufflante (64) au niveau de son moyeu (66) sur le rayon de la pale de soufflante (64) au niveau de son extrémité (66) est inférieur à 0,33 ; et/ou dans des conditions de croisière, la poussée spécifique est inférieure à 100 Nkg -1 s. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre une boîte à engrenages (30) qui reçoit une entrée de l’arbre de noyau (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante (23) de manière à entraîner la soufflante (23) à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de noyau (26), dans lequel, éventuellement, le rapport d’engrenage de la boîte à engrenages se situe dans la plage allant de 3,2 à 5, éventuellement de 3,2 à 3,8. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les conditions de croisière correspondent à un Nombre de Mach avant de 0,8 et à des conditions atmosphériques standards selon l’Atmosphère Type Internationale à 38000 pieds (11582 m). Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel les conditions de croisière correspondent à un Nombre de Mach avant de 0,85 et à des conditions atmosphériques standards selon l’Atmosphère Type Internationale à 35000 pieds (10668 m). Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la turbine est une première turbine (19), le compresseur est un premier compresseur (14) et l’arbre de noyau est un premier arbre de noyau (26), et le noyau de moteur (11) comprend en outre une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15) et un deuxième arbre de noyau (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, et dans lequel la deuxième turbine (17), le deuxième compresseur (15) et le deuxième arbre de noyau (27) sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de noyau (26). Aéronef (70) comprenant une aile (52) et un moteur à turbine à gaz (10) monté sous l’aile (52) de l’aéronef (70), le moteur (10) comprenant : un noyau de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre de noyau (26) reliant la turbine (19) au compresseur (14), la turbine (19) comprenant un étage de rotor de plus basse pression (19b), la turbine (19) ayant un diamètre de turbine (122) ; et une soufflante (23) située en amont du noyau de moteur (11), la soufflante (23) comprenant une pluralité de pales de soufflante (64) s’étendant à partir d’un moyeu (66), une face de soufflante annulaire étant définie au niveau d’un bord d’attaque de la soufflante (23), dans lequel : un rapport de blocage aval est défini comme étant le rapport : et un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est la température moyenne de stagnation de l’air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est la pression moyenne de stagnation de l’air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A flow est la section d’écoulement de la face de soufflante en m 2 , et dans lequel un rapport Q de : le rapport de blocage aval × Q se situe dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 . Procédé (1400) de fonctionnement d’un aéronef (70) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un noyau de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre de noyau (26) reliant la turbine (19) au compresseur (14), la turbine (19) comprenant un étage de rotor de plus basse pression (19b), la turbine ayant un diamètre de turbine (122) ; et une soufflante (23) située en amont du noyau de moteur (11), la soufflante (23) comprenant une pluralité de pales de soufflante (64) s’étendant à partir d’un moyeu (66), une face de soufflante annulaire étant définie au niveau d’un bord d’attaque de la soufflante (23), dans lequel : un rapport de blocage aval est défini comme étant le rapport : et un débit massique quasi-non-dimensionnel Q est défini comme : où : W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ; T0 est la température moyenne de stagnation de l’air au niveau de la face de soufflante en kelvins ; P0 est la pression moyenne de stagnation de l’air au niveau de la face de soufflante en Pa ; et A flow est la section d’écoulement de la face de soufflante en m 2 , et dans lequel le procédé comprend la commande de l’aéronef (70) de sorte qu’un rapport Q de : le rapport de blocage aval × Q se situe dans une plage allant de 0,005 Kgs -1 N -1 K 1/2 à 0,011 Kgs -1 N -1 K 1/2 .