Brevet FR3144203A1 — publié le 20240628

Le présent exposé concerne un propulsif (1) aéronautique configuré de sorte que le rotor de soufflante (9) présente un paramètre de charge aérodynamique k aero supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et un paramètre de charge mécanique k meca supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr.m².min -1 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr.m².min -1 , où la charge aérodynamique k aero et la charge mécanique k meca sont définies par les formules suivantes : et où: FN est la poussée du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution ; F = 39,7 ; R e et R i sont les rayons externe et interne du rotor de soufflante ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante ; et S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé. ETAT DE LA TECHNIQUE Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l‘arbre basse pression. Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation du rotor de soufflante. Par ailleurs, afin de réduire le rapport de pression du rotor de soufflante et d’améliorer le taux de dilution du système propulsif, il a été proposé d’augmenter le diamètre du rotor de soufflante (et donc de réduire la vitesse périphérique des aubes de soufflante). La conséquence est une diminution des efforts centrifuges dans le rotor de soufflante. Toutefois, l’augmentation du diamètre de la soufflante a un impact négatif sur la masse et la trainée de la section de soufflante, et par extension sur le système propulsif, et augmente le couple à appliquer par l’arbre de soufflante au rotor de soufflante. EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif, tout en maintenant un chargement mécanique et aérodynamique acceptables pour la section de soufflante du système propulsif. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect un système propulsif aéronautique comprenant : - un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ; - un arbre de soufflante ; - une section de soufflante comprenant un rotor de soufflante entrainé en rotation par l’arbre de soufflante, le rotor de soufflante comprenant une pluralité d’aubes, chaque aube ; - un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; le système propulsif étant configuré de sorte que le rotor de soufflante présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr.m².min -1 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr.m².min -1 , où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où: k aero est le paramètre de charge aérodynamique ; k meca est le paramètre charge mécanique ; FN est la poussée générée par le rotor de soufflante lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d’aubes dans le rotor de soufflante ; F = 39,7 N -1,35 .(tr/min) -2 .m -5 R e est le rayon externe du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation et un point d’intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ; R i est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante et une surface du rotor de soufflante qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante et est exprimée en mètres (m) ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante, qui est égale à π x (R e ² - R i ²) et est exprimée en mètres carrés (m²). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le rayon externe du rotor de soufflante est compris entre 40 pouces et 92,5 pouces inclus, par exemple entre 42,5 pouces et 60 pouces inclus, par exemple de l’ordre de 45 pouces ; - un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,22 et 0,32 ; - le rotor de soufflante comprend au moins douze aubes de soufflante et au plus vingt-quatre aubes de soufflante, par exemple au moins seize aubes de soufflante et au plus vingt-deux aubes de soufflante ; - un taux de réduction du mécanisme de réduction est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 ; - la section de soufflante est carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus ; - la section de soufflante est carénée et une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s ; - la section de soufflante est non carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ; - la section de soufflante est non carénée et une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s ; - la section de soufflante présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1,45, par exemple inférieur ou égal à 1,30 ; - le système propulsif est dimensionné de sorte qu’une poussée du système propulsif, le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard, est comprise entre 18 000 lbf et 51 000 lbf ; - le système propulsif comprend en outre une turbine d’entrainement et un compresseur raccordés directement par l’arbre d’entrainement, dans lequel la turbine d’entrainement comprend au moins trois et au plus cinq étages ; - compresseur comprend au moins deux et au plus quatre étages ; - le système propulsif comprend en outre une turbine haute pression et un compresseur haute pression raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression, l’arbre haute pression tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la turbine haute pression étant biétage ; et/ou - le compresseur haute pression comprend au moins huit et au plus onze étages. Selon un deuxième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Selon un troisième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant un arbre d’entrainement et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement, dans lequel le rotor de soufflante présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr.m².min -1 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr.m².min -1 , où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où: k aero est le paramètre de charge aérodynamique ; k meca est le paramètre charge mécanique ; FN est la poussée générée par le rotor de soufflante lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d’aubes dans le rotor de soufflante ; F = 39,7 N -1,35 .(tr/min) -2 .m -5 R e est le rayon externe du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation et un point d’intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ; R i est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante et une surface du rotor de soufflante qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante et est exprimée en mètres (m) ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante, qui est égale à π x (R e ² - R i ²) et est exprimée en mètres carrés (m²). DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : La est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est carénée ; La est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante de réalisation ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction une deuxième variante de réalisation ; La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation de l’invention ; La est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation de l’invention. Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât). La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a. Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément. En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1. Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1. Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2. Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement. L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs. La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la pour montrer que cette caractéristique est optionnelle. La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est non carénée (voir ). De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 à calage variable est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas. Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif 1 soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage. Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8. Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1, le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, par exemple inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 1,05 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14). La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12. Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est par exemple supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Les aubes 14 du rotor de soufflante 9 peuvent être fixes ou présenter un calage variable. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45. Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 (qui peut également être désignée par le terme d’hélice) n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable. La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris par exemple entre 1,05 et 1,20. Le mécanisme de réduction 19 peut par exemple comprendre un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou de type « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) ( ) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11, une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type « épicycloïdal » (« planetary » en anglais) ( ), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19 e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5). Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11. La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11, qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol, est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain. Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certificate data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor). Le système propulsif 1 présente en outre un taux de compression global, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, par exemple supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55. Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en maintenant un chargement mécanique et un chargement aérodynamique acceptables pour la section de soufflante 2, le système propulsif 1 est configuré de sorte que le rotor de soufflante 9 présente un paramètre de charge aérodynamique k aero supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égale à 0,2 et un paramètre de charge mécanique k meca supérieur ou égale à 10 x 10 6 tr².m².min -2 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr².m².min -2 . Le paramètre de charge aérodynamique k aero représente le couple aérodynamique qui est appliqué sur une aube de soufflante 14 du rotor de soufflante 9, entre le moyeu 13 et le sommet 21 de l’aube de soufflante 14, et peut être exprimé par la formule suivante : où: FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9 et est exprimée en Newton (N) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9, en tours par minute (tr/min) ; R e est le rayon externe du rotor de soufflante 9 et correspond à la distance entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres (m) ; R i est le rayon interne du rotor de soufflante 9 et correspond à une distance entre l’axe de rotation X un point d’intersection entre le bord d’attaque 21 des aubes 14 du rotor de soufflante 9 et une surface du rotor de soufflante 9 qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante 9 et est exprimé en mètres (m) ; et F = 39,7 N -1,35 .(tr/min) -2 .m -5 . Comme indiqué précédemment, FN et ω sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. Les rayons R e et R i en revanche sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid pour simplifier les mesures. Le bord d’attaque 22 est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le rotor de soufflante 9. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le paramètre de charge mécanique k meca traduit la contrainte appliquée à une aube de soufflante au niveau du rayon interne R i du rotor de soufflante 9 (en bas de la partie de l’aube de soufflante 14 qui est configurée pour s’étendre dans la veine d’écoulement) : où S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9, qui est égale à π x (R e ² - R i ²) et est exprimée en mètres carrés. Les efforts centrifuges appliqués sur les aubes de soufflante 14 d’un rotor de soufflante 9 dont le paramètre de charge aérodynamique k aero est supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égale à 0,2 et dont le paramètre de charge mécanique k meca est supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr².m².min -2 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr².m².min -2 sont modérés. Les efforts aérodynamiques sont en revanche plus élevés que dans les moteurs à réducteurs conventionnels, mais restent admissibles. En particulier, l’arbre de soufflante 20 (et indirectement l’arbre basse pression 11) du système propulsif 1 est capable de transmettre le couple aérodynamique au rotor de soufflante 9, par exemple par l’intermédiaire de cannelures ou d’une liaison boulonnée, sans risquer de rupture accidentelle ni réduire la durée de vie de la section de soufflante 2. Afin de réduire le paramètre de charge mécanique k meca de la section de soufflante 2, il est possible par exemple de modifier le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9. Le rapport moyeu-tête correspond en effet au rapport entre le rayon interne R i et le rayon externe R e du rotor de soufflante 9. Le rapport moyeu-tête peut être modifié en modifiant le diamètre D du rotor de soufflante 9 (qui est égal au double du rayon externe R e - à noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre D n’est que partiellement visible) et/ou en modifiant le rayon interne R i du rotor de soufflante 9. Or, l’augmentation du diamètre du rotor de soufflante 9 a pour effet d’augmenter les efforts centrifuges appliqués aux aubes de soufflante 14. Par conséquent, le rapport moyeu-tête est par exemple modifié en diminuant le rayon externe R e du rotor de soufflante 9 ou en augmentant le rayon interne R i du rotor de soufflante 9. Le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 peut par exemple être compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage variable, le rapport moyeu-tête est par exemple compris entre 0,24 et 0,32 afin de permettre l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le cas échéant, pour attendre de tels rapports moyeu-tête, la configuration de l’arbre de soufflante 20 et/ou des paliers qui supportent l’arbre de soufflante 20 peut être adaptée afin de faciliter l’intégration du rotor de soufflante 9 et des différents composant du système propulsif 1 placés en amont du mécanisme de réduction 19. Afin d’obtenir un paramètre de charge aérodynamique k aero compris entre 0,08 et 0,2, le rotor de soufflante 9 comprend au moins douze aubes de soufflante 14 et au plus 24 aubes de soufflante 14, par exemple au moins seize aubes de soufflante 14 et au plus vingt-deux aubes de soufflante 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14. Le rayon externe R e du rotor de soufflante (9) peut alors être compris entre 40 pouces (101,6 cm) et 92,5 pouces (233,7 cm) inclus, par exemple entre 42,5 pouces (106,7 cm) et 60 pouces (152,4 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 45 pouces (114,3 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le rayon externe R e est par exemple supérieur ou égal à 50 pouces (127 cm), par exemple entre 60 pouces (152,4 cm) et 78 pouces (198,1 cm). Un tel rayon externe R e , combiné à un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32 permet ainsi de minimiser la trainée, sans pour autant pénaliser le chargement mécanique, le chargement aérodynamique du rotor de soufflante ni le rapport de pression de la soufflante. Un système propulsif 1 présentant des paramètres de chargement mécanique k meca et aérodynamique k aero tels que décrit ci-avant peut alors présenter un taux de dilution élevé, y compris lorsque la classe de poussée du système propulsif est moyenne. Typiquement, le système propulsif 1 peut être configuré pour fournir une poussée est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 lbf (88964 N) et 35 000 lbf (15 5688 N) et présenter un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus dans le cas d’un rotor de soufflante caréné, et supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus dans le cas d’un rotor de soufflante non caréné. Le système propulsif 1 peut alors présenter un taux de dilution élevé tout en pouvant être intégré sous l’aile d’un aéronef 100. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s dans le cas de rotor(s) de soufflante 9 non caréné(s) et entre 260 m/s et 400 m/s dans le cas de rotor(s) de soufflante 9 caréné(s). Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0. De tels taux de réduction permettent alors d’obtenir une section de soufflante 2 dans laquelle le rotor de soufflante 9 tourne à une vitesse de rotation ω telle que le paramètre de charge aérodynamique est supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et que le paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr².m².min -2 et inférieur ou égal à 32.5 x 10 6 tr².m².min -2 . Un système propulsif 1 à double corps présentant un paramètre de charge aérodynamique k aero supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égale à 0,2 et un paramètre de charge mécanique k meca supérieur ou égale à 10 x 10 6 tr².m².min -2 et inférieure ou égale à 32.5 x 10 6 tr².m².min -2 peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - un arbre d’entrainement (11) mobile en rotation autour d’un axe de rotation ; - un arbre de soufflante (20) ; - une section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) entrainé en rotation par l’arbre de soufflante (20), le rotor de soufflante (9) comprenant une pluralité d’aubes (14) ; - un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11) ; le système propulsif (1) étant configuré de sorte que le rotor de soufflante (9) présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr.m².min -1 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr.m².min -1 , où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où: k aero est le paramètre de charge aérodynamique ; k meca est le paramètre charge mécanique ; FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d’aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ; F = 39,7 N -1,35 .(tr/min) -2 .m -5 R e est le rayon externe du rotor de soufflante (9) et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m) ; R i est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes (14) du rotor de soufflante (9) et une surface du rotor de soufflante (9) qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante (9) et est exprimée en mètres (m) ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante (9) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9), qui est égale à π x (R e ² - R i ²) et est exprimée en mètres carrés (m²). Système propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel le rayon externe (Re) du rotor de soufflante (9) est compris entre 40 pouces (101,6 cm) et 92,5 pouces (233,7 cm) inclus, par exemple entre 42,5 pouces (106,7 cm) et 60 pouces (152,4 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 45 pouces (114,3 cm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est compris entre 0,22 et 0,32. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend au moins douze aubes (14) de soufflante et au plus vingt-quatre aubes (14) de soufflante, par exemple au moins seize aubes (14) de soufflante et au plus vingt-deux aubes (14) de soufflante. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel un taux de réduction du mécanisme de réduction (19) est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la section de soufflante (2) est carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la section de soufflante (2) est carénée et une vitesse périphérique au sommet (21) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la section de soufflante (2) est non carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5 ou 8, dans lequel la section de soufflante (2) est non carénée et une vitesse périphérique au sommet (21) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel la section de soufflante (2) présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante (9) et une entrée du rotor de soufflante (9) inférieur ou égal à 1,45, par exemple inférieur ou égal à 1,30. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel le système propulsif (1) est dimensionné de sorte qu’une poussée du système propulsif, lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard, est comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (22 2411 N). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 11, comprenant en outre une turbine d’entrainement (7) et un compresseur (4) raccordés directement par l’arbre d’entrainement (11), dans lequel la turbine d’entrainement (7) comprend au moins trois et au plus cinq étages. Système propulsif (1) selon la revendication 12, dans lequel le compresseur (4) comprend au moins deux et au plus quatre étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 12 et 13, comprenant en outre une turbine haute pression (8) et un compresseur haute pression (5) raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression (10), l’arbre haute pression (10) tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement (11), la turbine haute pression (8) étant biétage. Système propulsif (1) selon la revendication 14, dans lequel le compresseur haute pression (5) comprend au moins huit et au plus onze étages. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 15 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant un arbre d’entrainement (11) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement (11), dans lequel le rotor de soufflante (9) présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr.m².min -1 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr.m².min -1 , où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où: k aero est le paramètre de charge aérodynamique ; k meca est le paramètre charge mécanique ; FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d’aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ; F = 39,7 N -1,35 .(tr/min) -2 .m -5 R e est le rayon externe du rotor de soufflante (9) et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m) ; R i est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes (14) du rotor de soufflante (9) et une surface du rotor de soufflante (9) qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante (9) et est exprimée en mètres (m) ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante (9) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9), qui est égale à π x (R e ² - R i ²) et est exprimée en mètres carrés (m²).