Brevet FR3144198A1 — publié le 20240628

La présente invention concerne un système propulsif (1) aéronautique comprenant dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la turbine haute pression (7) est au plus égal à : où : R m_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression (7) en millimètres (mm) ; et L est une distance entre une entrée du compresseur haute pression (5) et une sortie de la turbine haute pression (7) en millimètres (mm) ; A = 8,3 (mm.tr/min) -1 et B = 24,5 millimètres (mm) ; et XN est la vitesse limite de l’arbre basse pression (11), en tours par minute (tr/min). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Maîtrise du comportement dynamique de l’arbre d’entrainement de la soufflante d’un système propulsif aéronautique La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques 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. La tendance actuelle est d’augmenter le taux de compression global du système propulsif, qui correspond au rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression et la pression en entrée de la soufflante. Cela permet en effet d’augmenter la pression en entrée des gaz de la chambre de combustion, et donc d’améliorer encore l’efficacité globale du système propulsif. L’augmentation du taux de compression global impose par conséquent d’augmenter le taux de compression du compresseur haute pression et/ou du compresseur basse pression, et ce d’autant plus qu’en parallèle on cherche à réduire le taux de compression de la soufflante pour les raisons expliquées ci-avant. L’une des conséquences est que le couple à transmettre par l’arbre basse pression au mécanisme de réduction est réduit en comparaison avec un système propulsif à entrainement direct. L’arbre basse pression peut donc présenter un plus petit diamètre, ce qui facilite l’intégration du corps haute pression dans le système propulsif. Toutefois, cette réduction du diamètre de l’arbre basse pression a pour effet de réduire la fréquence des modes propres, tandis que l’augmentation de la vitesse de rotation de l’arbre basse pression agrandit la plage de fonctionnement de l’arbre basse pression. Il en résulte que l’arbre basse pression peut dépasser une vitesse critique et peut entrer en résonnance. A la résonance, qui se produit au passage de la vitesse critique de l’arbre basse pression, celui-ci subit des phénomènes de surtension qui amplifient les déformations et les efforts provoqués par les balourds (inévitables) de l'arbre basse pression. Dans ces conditions, l’arbre basse pression est dit supercritique. Ainsi, la modification du diamètre de l’arbre basse pression a un impact sur son comportement dynamique et modifie le positionnement de ses modes supercritiques. Or, un système propulsif tournant à une vitesse critique en régime stabilisé risque une dégradation rapide, ce qui doit être évité. EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser le système propulsif afin d’augmenter son efficacité tout en maîtrisant le comportement dynamique de l’arbre d’entrainement du rotor de soufflante. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect un système propulsif aéronautique comprenant : - une première turbine configurée pour entrainer un premier compresseur par l’intermédiaire d’un premier arbre autour d’un axe de rotation ; - une deuxième turbine configurée pour entrainer un deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre autour de l’axe de rotation ; - un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ; - un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante : où : R m_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; 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 ; T e est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; T ref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine dans le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; et K = 6,76, L = 153,6 m -1 .(°C) -1/2 .(tr/min) -1 , M = 421 mm.(°C) 1/2 et N 1 = -11 millimètres (mm). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où N 2 = - 21 millimètres (mm) - le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 1 = 23 millimètres (mm) ; - le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 2 = 13 millimètres (mm). Selon un deuxième aspect, il est proposé un système propulsif aéronautique comprenant : - une première turbine configurée pour entrainer un premier compresseur par l’intermédiaire d’un premier arbre autour d’un axe de rotation ; - une deuxième turbine configurée pour entrainer un deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre autour de l’axe de rotation ; - un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ; - un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante : où : R m_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 1 = 23 millimètres (mm). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 2 = 13 millimètres (mm) ; - le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; 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 ; T e est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; T ref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine dans le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et K = 6,76, L = 153,6 m -1 .(°C) -1/2 .(tr/min) -1 , M = 421 mm.(°C) 1/2 et N 1 = -11 millimètres (mm) ; - le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; 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 ; T e est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; T ref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine dans le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et N 2 = - 21 millimètres (mm). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier et/ou le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée 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 ; et G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm) ; - le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) mesurée 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 ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres (mm) - un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine est compris entre 0,77 et 0,90 ; - le système propulsif comprend un outre des paliers configurés pour centrer le premier arbre par rapport à l’axe de rotation, les paliers comprennent un amortisseur de mode de palier ; - le système propulsif comprend un outre un carter inter-turbine s’étendant entre la première turbine et la deuxième turbine et configuré pour supporter la deuxième turbine à travers un ensemble de palier - le carter inter-turbine comprend une pluralité d’aubes de guidage configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine ; - le système propulsif comprend entre vingt et trente aubes de guidage ; - un taux de compression global du système propulsif, correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur et une pression en entrée du rotor de soufflante, est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70 ; - la deuxième turbine est biétage ; - le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ; - le 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, par exemple entre 10 et 15 inclus ; - la première turbine comprend au moins trois étages et au plus cinq étages ; et/ou - le premier compresseur comprend au moins deux étages et au plus quatre étages ; Selon un troisième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier ou le deuxième aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une première turbine et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et une deuxième turbine configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, la deuxième turbine étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante : où : R m_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; 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 ; T e est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; T ref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine dans le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; et K = 6,76, L = 153,6 m -1 .(°C) -1/2 .(tr/min) -1 , M = 421 mm.(°C) 1/2 et N 1 = -11 millimètres (mm). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le quatrième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où N 2 = - 21 millimètres ; - la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 1 = 23 millimètres (mm) ; - la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 2 = 13 millimètres (mm) ; - la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée 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 ; et G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm) ; - la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée 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 ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres (mm). 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; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une deuxième variante ; La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation ; et La est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation. 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, 8b. 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 un carter de soufflante 12 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 un 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. 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) 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 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante. 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 7. 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). Le système propulsif 1 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). 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. La section de soufflante 2 comprend en particulier 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 20 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus, par exemple entre 10 et 15 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 être compris entre 1,20 et 1,45. Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou « 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 sur 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. Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0. Le découplage de l’arbre basse pression 11 et du rotor de soufflante 9 grâce au mécanisme de réduction permet d’obtenir un système propulsif 1 efficace dont le rapport de pression de soufflante est inférieur à 1,45. Par conséquent, la quantité d’énergie pour entrainer le rotor de soufflante 9 est réduite de sorte que le débit en entrée du compresseur haute pression 5 et donc la section d’entrée du compresseur haute pression 5 peuvent être réduits. Cela a cependant pour conséquence de limiter l’espace disponible pour l’arbre basse pression 11 (puisque l’arbre basse pression 11 est logé au sein de l’arbre haute pression 10). De plus, la diminution du débit dans le compresseur haute pression 5 a également pour effet de réduire le débit dans la turbine basse pression, ce qui permet d’augmenter la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 et de réduire le couple transmis par l’arbre basse pression 11 et son diamètre. Toutefois, la diminution du diamètre de l’arbre basse pression 1 nécessite d’optimiser le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11 pour éviter qu’il ne devienne davantage supercritique. Afin d’optimiser le système propulsif 1 tout en maîtrisant le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11, le système propulsif 11 est dimensionné de sorte que le rayon moyen R m_a d’un alésage de la turbine haute pression 7 est au plus égal à : (1) où : BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ; D 9 est le diamètre du rotor de soufflante 9 en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante (9). A noter que la étant une vue partielle, le diamètre D 9 n’est que partiellement visible ; T e est la température en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius ; T ref = 273 K ; n est le nombre d’étages dans le corps haute pression (c’est-à-dire dans la turbine haute pression 7 et dans le compresseur haute pression 5) ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; K = 6,76, L = 153,6 m -1 .(°C) -1/2 .(tr/min) -1 , M = 421 mm.(°C) 1/2 et N 1 = - 11 millimètres (mm) ; et XN est la vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11, en tours par minute (tr/min), qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87)). 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 rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 correspond à la distance, mesurée dans un plan normal à l’axe longitudinal X à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de fuite 7d des aubes mobiles du rotor 7a le plus en amont de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire du rotor 7a du premier étage de la turbine haute pression 7), entre l’alésage du disque du rotor 7a de la turbine haute pression 7 et l’axe de rotation X. L’alésage correspond ici à la face radialement interne du disque du rotor 7a. L’arbre basse pression 11 étant logé dans l’arbre haute pression 10, son diamètre est contraint par le rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7. Or, plus le diamètre de l’arbre basse pression 11 est grand, plus ses modes propres apparaissent à des vitesses de rotation élevées (ou, en d’autres termes, plus les modes de déformation de l’arbre sont décalés vers les fréquences hautes). La formule (1) permet ainsi d’obtenir un compromis entre un rayon moyen d’alésage de la turbine haute pression 7 de petit diamètre - ce qui permet d’améliorer le taux de compression global du système propulsif et son taux de dilution BPR - tout en maîtrisant la situation dynamique de l’arbre basse pression 11. En effet, la fréquence de déformation de l’arbre basse pression 11 est proportionnelle au rapport entre le diamètre de l’arbre basse pression 11 et à la distance au carré entre les paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11. Ainsi, plus les paliers 11a-11c supportant l’arbre basse pression 11 sont éloignés, plus la fréquence de déformation (et donc les modes de déformation) de l’arbre basse pression 11 est basse. Or, la position des paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 dépend de la longueur L HP du corps haute pression, qui dépend lui-même du nombre d’étages dans le corps haute pression. En définissant le rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 en fonction du nombre d’étages dans le corps haute pression (qui est formé du compresseur haute pression 5 et de la turbine haute pression 7), le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11 peut donc être mieux maîtrisé. Le diamètre D 9 du rotor de soufflante 9, le taux de dilution BPR du système propulsif 1 ou encore la vitesse limite XN de l’arbre basse pression 11 sont des paramètres de dimensionnement fondamentaux du système propulsif 1. Ainsi, la définition du rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 en fonction de ces paramètres et du nombre d’étages dans le corps haute pression permet son dimensionnement dans une phase amont du process de dimensionnement du système propulsif 1. On notera que la vitesse limite XN est comprise entre 8 500 tours par minute et 12 000 tours par minute, par exemple entre 9 000 tours par minute et 11 000 tours par minute. Par exemple, le rayon moyen R m_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (1). Par exemple, le rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression est au plus égal à 300 mm. De plus, le rayon moyen de l’alésage respecte également la formule suivante : (2) où N 2 = - 21 millimètres (mm). Par exemple, le rayon moyen R m_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (2). Lorsque la longueur du corps haute pression L HP est disponible, le rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte la formule suivante : (3) où : L HP est la longueur du corps haute pression, en millimètres (mm) ; E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 1 = 23 millimètres (mm). La longueur L HP du corps haute pression correspond à la distance entre une entrée du compresseur haute pression 5 et une sortie de la turbine haute pression 7. L’entrée du compresseur haute pression 5 correspond à la partie la plus en amont de la roue d'aubes mobiles 5b (rotor) la plus en amont du compresseur haute pression 5 (c’est-à-dire généralement le bord d’attaque 5c en pied d’aube du premier étage du compresseur haute pression 5). La sortie de la turbine haute pression 7 correspond à la partie la plus en aval de la roue d’aubes mobiles 7a (rotor) de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire généralement le bord de fuite 7d en pied d’aube du dernier étage de la turbine haute pression 7). Par exemple, le rayon moyen R m_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (3). Le rayon moyen R m_a d’un alésage de la turbine haute pression 7 respecte également la formule suivante, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est carénée : (4) où : F 2 = 13 millimètres (mm). Le dimensionnement du rayon moyen de l’alésage de sorte à respecter la formule (4) assure un rayon minimal pour la turbine haute pression et garantit donc sa capacité à tenir aux efforts centrifuges. Par exemple, le rayon moyen R m_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (4). Un système propulsif 1 dont rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte tout ou partie des formules (1) à (4) peut alors atteindre 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), être supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, par exemple supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55. La vitesse de rotation de la turbine haute pression 7 peut alors être compris entre 15 000 tours par minute et 27 000 tours par minutes. Lorsque la vitesse de rotation de la turbine haute pression (et donc de l’arbre haute pression 10) est comprise dans cet intervalle et que son rayon moyen R m_a respecte la formule (1), le chargement mécanique des rotors 7a est acceptable pour la turbine haute pression 7. Dans une forme de réalisation, le système propulsif 1 est en outre dimensionné de sorte que le rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 est au plus égal à: (5) où : FN est la poussée du rotor de soufflante 9, en Newton (N) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres (mm). En effet, le couple transmis par l’arbre basse pression 11 au rotor de soufflante 9 est lié à la poussée du rotor de soufflante 9 et au taux de dilution BPR du système propulsif 1. Par ailleurs, l’augmentation du taux de dilution BPR du système propulsif 1 permet de réduire le diamètre du corps haute pression, et donc du rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7. Ainsi, en dimensionnant le système propulsif de sorte que le rayon moyen R m_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte également la formule (2), on obtient un système propulsif 1 dans lequel la taille du corps haute pression et le diamètre de l’arbre basse pression 11 sont dimensionnés en fonction de la poussée du rotor de soufflante 9 (qui participe majoritairement à la poussée globale du système propulsif 1) et du taux de dilution BPR. Par exemple, le rayon moyen R m_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (5). Dans une forme de réalisation, afin de maintenir la possibilité d’introduire et de passer l’arbre basse pression 11 dans l’arbre haute pression 10, tout en garantissant la capacité de l’arbre basse pression 11 à transmettre le couple nécessaire pour le rotor de soufflante 9 et le compresseur basse pression 4, le rayon moyen R m_a de l’alésage de la deuxième turbine 7 est au moins égal à à : (6) où : G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm). Par exemple, le rayon moyen R m_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (3). La Déposante s’est également aperçue du fait que la position des paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 pouvaient également avoir une influence sur les modes de déformation de l’arbre basse pression 11. Dans le cas d’espèce, l’arbre basse pression 11 est supporté par trois ou quatre paliers 11a, 11b et/ou 11c, afin de mieux maîtriser les modes de déformation de l’arbre basse pression 1 et éventuellement déplacer les modes de déformation de l’arbre basse pression 11 en régime transitoire du système propulsif 1, avec des marges de sécurité par rapport aux régimes stabilisés. L’arbre basse pression peut ainsi comprendre un ou deux paliers avant 11a et deux paliers arrière 11b, 11c. Un premier palier avant 11a est monté d’une part sur l’arbre basse pression 11 et d’autre part sur un carter d’entrée 26 du système propulsif 1, qui s’étend entre le rotor de soufflante 9 et le compresseur basse pression 4. Le cas échéant, un deuxième palier avant peut être monté d’une part sur l’arbre basse pression 11 et d’autre part sur un carter inter-compresseurs 23 (ou carter intermédiaire) du système propulsif 1, soit entre le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5. Un premier palier arrière 11b peut être monté d’une part sur l’arbre basse pression 11 et d’autre part sur le carter inter-turbines 24 (c’est-à-dire sur le carter s’étendant entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8), en amont de la turbine basse pression 8. En variante, le premier palier arrière 11b peut être monté sur le carter d’échappement 27, qui s’étend immédiatement en aval de la turbine basse pression 8. Le premier palier arrière 11b s’étend en aval du palier 12b le plus en aval de l’arbre haute pression 10. Le deuxième palier arrière 11c peut être monté sur le carter d’échappement 27. Le cas échéant, le premier et le deuxième palier arrière 11b, 11c peuvent être montés sur une même virole cylindrique, qui est elle-même fixée sur le carter d’échappement 27. Le carter d’entrée 26, le carter intermédiaire 23, le carter d’échappement 27 et le cas échéant le carter inter-turbine 24 forment des carters structuraux du système propulsif 1 par lesquels transitent les efforts générés par le système propulsif 1. Des turbines haute pression 7 respectant la formule (1) peuvent alors présenter un rapport moyeu-tête, qui correspond au rapport entre un rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et un rayon interne R1 du rotor 7a (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7, supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90. Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et le rayon interne R1 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe de rotation X à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de 7d fuite des aubes mobiles du rotor 7a au niveau du moyeu (c’est-à-dire à 50 % de la corde en pied d’aube) du rotor 7a le plus en aval de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire, du dernier étage de la turbine haute pression 7). Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 correspond à la distance, dans ce plan, entre le sommet 7e des aubes du rotor 7a de la turbine haute pression 7 et l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7. Le rayon interne R1 du rotor 7a correspond à la distance, dans un plan normal à l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7, entre la surface radiale externe du moyeu du rotor 7a (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 7a) et l’axe de rotation X, à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de 7d fuite des aubes mobiles du rotor 7a au niveau du moyeu (à 50 % de la corde en pied d’aube). De telles turbines haute pression 7 présentent alors une section de sortie S s optimisée. En effet, plus le rapport moyeu-tête est réduit, plus le diamètre externe de la turbine haute pression 7 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90, en combinaison avec un rayon moyen R m_a de l’alésage réduit (respectant la formule (1)) et une vitesse de rotation optimisés comme décrit plus haut, permet ainsi d’obtenir non seulement une turbine haute pression 7 plus efficace (de par sa vitesse de rotation adaptée), dans un encombrement adapté, tout en optimisant la surface de sortie qui détend les gaz en sortie de la chambre de combustion 5. Le dimensionnement de la turbine haute pression 7 de sorte à obtenir un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90 permet par conséquent de rendre la turbine haute pression 7 plus efficace, et donc de réduire la consommation spécifique du système propulsif 1, sans pour autant pénaliser le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11. Afin d’améliorer encore la maîtrise de la supercriticité de l’arbre basse pression 11, les paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 comprennent un amortisseur de mode de palier comprenant un film d’huile sous pression configuré pour amortir le passage de mode (amortissement visqueux). Ce type d’amortissement est généralement connu sous le terme anglais de « squeeze film ». De plus, le système propulsif 1 comprend en outre un carter inter-turbines 24 s’étendant entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8. Le carter inter-turbines délimite la veine d’écoulement entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et comprend des aubes de guidage 25 configurées pour redresser un flux d’air sortant de la turbine haute pression 7 et permettent ainsi d’améliorer l’alimentation de la turbine basse pression 8 et donc l’efficacité du corps basse pression. Les aubes de guidage 25 présentent donc une surface aérodynamique configurée pour réorienter le flux d’air entrant dans la turbine basse pression 8. Dans une forme de réalisation, le système propulsif 1 comprend entre vingt et trente aubes de guidage 25. Le cas échéant, le carter inter-turbines 24 forme un carter structural du système propulsif 1 permettant d’améliorer la dynamique d’ensemble du système propulsif 1. A cet effet, le carter inter-turbines comprend une virole interne montée sur un ensemble de paliers du système propulsif 1, typiquement un palier arrière 26 de l’arbre haute pression, une virole externe qui peut être configurée pour faire reprendre les efforts mécaniques dans le système propulsif 1, ainsi qu’une série de bras s’étendant radialement entre la virole interne et la virole externe et configurés pour permettre le passage de servitudes et la reprise des efforts mécaniques entre la virole interne et la virole externe. Les aubes de guidage 25 peuvent être distinctes des bras et s’étendre entre les bras et la turbine basse pression 8. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - une première turbine (8) configurée pour entrainer un premier compresseur (4) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11) autour d’un axe de rotation (X) ; - une deuxième turbine (7) configurée pour entrainer un deuxième compresseur (5) par l’intermédiaire d’un deuxième arbre (10), le deuxième arbre (10) étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre (11) autour de l’axe de rotation (X) ; - un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ; - un mécanisme de réduction (19) couplant le premier arbre (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 du premier arbre (11); dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine (7) respecte la formule suivante : où : R m_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la turbine d’entrainement (8) 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 degrés Celsius (°C) ; T ref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine (7) dans le deuxième compresseur (5) ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre (11), en tours par minute (tr/min) ; et K = 6,76, L = 153,6 m -1 .(°C) -1/2 .(tr/min) -1 , M = 421 mm.(°C) 1/2 et N 1 = -11 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où N 2 = - 21 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 1 = 23 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 2 = 13 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) mesurée 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 (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) mesurée 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 (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine (7) est compris entre 0,77 et 0,90. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant un outre des paliers (11a-11c) configurés pour centrer le premier arbre (11) par rapport à l’axe de rotation (X), les paliers (11a-11c) comprennent un amortisseur de mode de palier. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 8, comprenant un outre un carter inter-turbine (24) s’étendant entre la première turbine (8) et la deuxième turbine (7) et configuré pour supporter la deuxième turbine (7) à travers un ensemble de palier (11a). Système propulsif (1) selon la revendication 9, dans lequel le carter inter-turbine (24) comprend une pluralité d’aubes de guidage (25) configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine (8). Système propulsif (1) selon la revendication 10, comprenant entre vingt et trente aubes de guidage (25). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 11, dans lequel un taux de compression global du système propulsif (1), correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur (5) et une pression en entrée du rotor de soufflante (9), est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel la deuxième turbine (7) est biétage. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel le deuxième compresseur (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 14, dans lequel le 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, par exemple entre 10 et 15 inclus. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 15, dans lequel la première turbine (8) comprend au moins trois étages et au plus cinq étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 16, dans lequel le premier compresseur (4) comprend au moins deux étages et au plus quatre étages. Aéronef comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 17 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 une première turbine (8) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine (8), et une deuxième turbine (7) configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine (8), la deuxième turbine (7) étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante : où : R m_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la turbine d’entrainement (8) 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 degrés Celsius (°C) ; T ref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine (7) dans le deuxième compresseur (5) ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre (11), en tours par minute (tr/min) ; et K = 6,76, L = 153,6 m -1 .(°C) -1/2 .(tr/min) -1 , M = 421 mm.(°C) 1/2 et N 1 = -11 millimètres (mm). Procédé de dimensionnement selon la revendication 19, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : où N 2 = - 21 millimètres (mm). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 19 et 20, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 1 = 23 millimètres (mm). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 19 à 21, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : L HP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min) -1 et F 2 = 13 millimètres (mm). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 19 à 22, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) mesurée 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 (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 19 à 23, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) mesurée 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 (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres (mm).