Brevet FR3146494A1 — publié le 20240913

L’invention concerne un système propulsif aéronautique, comprenant : - une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14), le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11) configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante (9) en rotation, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) et la poussée P vérifient le couple de relations suivant : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), à l’intersection (24) entre un bord d’extrémité (21) et un bord d’attaque (23) des aubes du rotor de soufflante (9) ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante (22), mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d'un flux d’air primaire (F1) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer. Figure d’abrégé : Figure 5 système PROPULSIF AERONAUTIQUE A SOUFFLANTE CARENEE ET A FORT TAUX DE DILUTION DOMAINE DE L'INVENTION L’invention concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques présentant une section de soufflante carénée et un taux de dilution élevé voire très élevé. ETAT DE LA TECHNIQUE Un système propulsif aéronautique 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 une turbine haute pression et une turbine basse pression. Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, 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. Un des objectifs de recherche technologique est d’améliorer les performances environnementales des aéronefs. C’est pourquoi, dans toutes les phases de conception et de développement, les facteurs pertinents sont pris en compte 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, et ce dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des aéronefs. Par exemple, afin d’améliorer le rendement propulsif d’un système propulsif aéronautique et de réduire sa consommation spécifique, il a été constaté qu’il est avantageux d’augmenter la vitesse de rotation de la turbine basse pression et du compresseur basse pression, et de diminuer la vitesse de rotation de la soufflante. De même, afin de limiter la traînée et la masse de l’aéronef, et ainsi réduire sa consommation de carburant, il a été constaté qu’il est avantageux de rendre les systèmes propulsifs plus compacts, c’est-à-dire de réduire l’encombrement de tout ou partie de leurs composants. Toutefois, ce faisant, il apparaît que les composants tournants des systèmes propulsifs aéronautiques, notamment ceux présents au sein de la section de compresseur et de la section de turbine, sont soumis à des efforts centrifuges accrus, tout en présentant des dimensions plus réduites, ce qui est susceptible de complexifier la conception des systèmes propulsifs pour éviter d’altérer leur tenue mécanique et/ou limiter leur durée de vie. Un but du présent exposé est de réduire la consommation en carburant d’un système propulsif aéronautique sans pour autant limiter la durée de vie de ses composants tournants. Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à un système propulsif aéronautique, comprenant : - une section de soufflante carénée comprenant une soufflante, la soufflante présentant un rotor de soufflante comprenant des aubes, le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz comprenant un arbre d’entraînement configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante en rotation, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante et la poussée P vérifient le couple de relations suivant : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante, à l’intersection entre un bord d’extrémité et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante, mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz, et d'un flux d’air primaire s’écoulant dans le générateur de gaz, mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer. Selon un mode de réalisation, le taux de dilution (BPR) est compris entre 10 et 20. Selon un mode de réalisation, le générateur de gaz comprend au moins un compresseur en aval de la soufflante, un taux de compression global (OPR) du système propulsif étant compris entre 40 et 60, le taux de compression global étant défini comme le rapport de pression entre une pression totale mesurée en amont d’une chambre de combustion du système propulsif et une pression en entrée du rotor de soufflante mesurée en amont du pied du rotor de soufflante. Selon un mode de réalisation, les aubes de la soufflante sont des aubes à calage fixe. Selon un mode de réalisation, le système propulsif aéronautique comprend un dispositif de réduction de vitesse couplant en rotation : - un arbre d’entrainement et - un arbre de soufflante entrainant le rotor de soufflante, le système propulsif étant configuré pour entraîner l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement, le rapport de réduction du dispositif de réduction de vitesse étant préférentiellement supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, encore préférentiellement sensiblement de 3,0. Selon un mode de réalisation, le diamètre D du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 1.270 m et inférieur ou égal à 3.048 m, préférentiellement supérieur ou égal à 2.159 m et inférieur ou égal à 3.048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2.286 m, le diamètre du rotor de soufflante étant mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation du rotor de soufflante passant par un point d’intersection entre le bord d’extrémité et le bord d’attaque des aubes de soufflante. Selon un mode de réalisation, un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, préférentiellement supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, plus préférentiellement inférieur ou égal à 0,27, le rapport moyeu-tête étant défini comme par le rapport R i / R e , où : - R i est un rayon interne du rotor de soufflante, mesuré entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes de soufflante et la surface aérodynamique d’une plateforme de rotor de soufflante délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante ; - R e est un rayon externe du rotor de soufflante, mesuré entre l’axe de rotation du rotor de soufflante et le point d’intersection entre le bord d’attaque et le bord d’extrémité des aubes de soufflante. Selon un mode de réalisation, le rotor de soufflante comprend au moins quatorze aubes et au plus vingt-quatre aubes, préférentiellement au moins seize aubes et au plus vingt-quatre aubes, encore préférentiellement vingt-deux aubes. Selon un mode de réalisation, le générateur de gaz comprend un corps haute pression et un corps basse pression. Selon un mode de réalisation, le corps basse pression comprend une turbine basse pression, la turbine basse pression présentant au moins trois étages et au plus huit étages. Selon un mode de réalisation, le corps basse pression comprend un compresseur basse pression, le compresseur basse pression présentant au moins deux étages et au plus cinq étages. Selon un mode de réalisation, le corps haute pression comprend une turbine haute pression, la turbine haute pression étant biétage. Selon un mode de réalisation, le corps haute pression comprend un compresseur haute pression, le compresseur haute pression comprenant au moins huit et au plus onze étages. L’invention porte en outre sur un aéronef comprenant un système propulsif aéronautique selon l’invention. L’invention porte en outre sur un procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique, le système propulsif comprenant : - une section de soufflante carénée comprenant une soufflante, la soufflante présentant un rotor de soufflante comprenant des aubes, le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz comprenant un arbre d’entraînement configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante en rotation, le procédé de fabrication comprenant une étape de dimensionnement du rotor de soufflante au cours de laquelle le diamètre D du rotor de soufflante est choisi de sorte à ce que : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante, à l’intersection entre un bord d’extrémité et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante, mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz, et d'un flux d’air primaire s’écoulant dans le générateur de gaz, mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer. PRESENTATION DES DESSINS D’autres caractéristiques et avantages ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées, parmi lesquelles : - la représente de manière schématique un aéronef comprenant des systèmes propulsifs, - la représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un exemple de système propulsif à section de soufflante carénée, - la représente de manière schématique un premier exemple de mécanisme de réduction planétaire, - la représente de manière schématique un premier exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal, - la est un graphe représentant le domaine de dimensionnement du système propulsif aéronautique selon l’invention, - la représente de manière schématique une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique. DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION Dans l’exemple illustré sur la , l’aéronef est un avion 100 comprenant un fuselage 101 et deux ailes 102. Dans cet exemple, l’aéronef comprend deux systèmes propulsifs 1, chaque système propulsif 1 étant fixé à une aile 102 respective de l’avion 100 par l’intermédiaire d’un pylône. Dans un autre mode de réalisation, l’aéronef pourrait comprendre un ou plusieurs système propulsif(s) fixé(s) au fuselage 101. La représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un premier exemple d’un système propulsif 1. Dans cet exemple, le système propulsif 1 est un moteur à turbine à gaz à double corps et à soufflante carénée. Sur la , le système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X. Le système propulsif 1 comprend une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz ». La section de soufflante 2 comprend une soufflante 22 et un carter de soufflante 12. La soufflante 22 comprend un rotor de soufflante 9. Le carter de soufflante 12 entoure le rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est monté rotatif par rapport au carter de soufflante 12. Le rotor de soufflante 9 comprend un moyeu de soufflante 13 et des aubes de soufflante 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes de soufflante 14 peuvent être fixes par rapport au moyeu de soufflante 13 ou présenter un calage variable. Dans ce dernier cas non représenté, chacune des aubes de soufflante 14 est montée pivotante par rapport au moyeu de soufflante 13 suivant un axe de calage et est reliée à un mécanisme de changement de pas monté dans le système propulsif 1. Le mécanisme de changement de pas permet d’ajuster l’angle de calage des aubes de soufflante 14 en fonction des phases de vol. Un tel mécanisme est connu dans son principe par l’homme du métier connaissant les architectures des systèmes propulsifs d’aéronef. Le rotor de soufflante 9 comprend au moins quatorze aubes de soufflante 14 et au plus vingt-quatre aubes de soufflante 14, de préférence au moins seize aubes de soufflante 14, préférentiellement vingt-deux aubes de soufflante 14. De plus, dans cet exemple, la section de soufflante 2 comprend également un stator de soufflante 16 monté fixe sur le carter de soufflante 12. Le stator de soufflante 16 comprend des aubes fixes 17 généralement dénommées « aubes de sortie » (ou « OGV », pour « Outlet Guide Vane » en anglais). Cet ensemble d’aubes fixes a pour fonction de redresser et de réguler le flux d’air qui s’écoule en aval du rotor de soufflante 9 pour contribuer à la poussée du moteur. Cet ensemble d’aubes fixes joue aussi un rôle de réducteur de bruit. Alternativement, les aubes de sortie 17 pourraient présenter un calage variable. Le cas échéant, et de manière similaire aux aubes de soufflante 14 du rotor de soufflante 9, le pied des aubes de sortie 17 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas (non-représenté), le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas. Le nombre d’aubes de sortie 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes de soufflante 14. Le corps primaire 3 comprend une section de compresseur 29, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 30. La section de compresseur 29 comprend un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. Le compresseur basse pression 4 comprend un rotor 41 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 42 monté fixe sur le carter 31. Le rotor 41 du compresseur basse pression 4 comprend des roues mobiles 4a et le stator 42 du compresseur basse pression 4 comprend des roues fixes 4b. Les roues mobiles 4a sont disposées en alternance avec les roues fixes 4b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur basse pression. De même, le compresseur haute pression 5 comprend un rotor 51 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 52 monté fixe sur le carter 31. Le rotor 51 du compresseur haute pression 5 comprend des roues mobiles 5a et le stator 52 du compresseur haute pression 5 comprend des roues fixes 5b. Les roues mobiles 5a sont disposées en alternance avec les roues fixes 5b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur haute pression. La section de turbine 30 comprend une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. La turbine haute pression 7 comprend un rotor 71 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 72 monté fixe sur le carter 31. Le rotor 71 de la turbine haute pression 7 comprend des roues mobiles 7a et le stator 72 de la turbine haute pression 7 comprend des roues fixes 7b. Les roues mobiles 7a sont disposées en alternance avec les roues fixes 7b, formant ainsi une succession d'étages de turbine haute pression. De même, la turbine basse pression 8 comprend un rotor 81 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 82 monté fixe sur le carter 31. Le rotor 81 de la turbine basse pression 8 comprend des roues mobiles 8a et le stator 82 de la turbine basse pression 8 comprend des roues fixes 8b. Les roues mobiles 8a sont disposées en alternance avec les roues fixes 8b, formant ainsi une succession d'étages de turbine basse pression. Le système propulsif 1 comprend un arbre basse pression 11 reliant le rotor 81 de la turbine basse pression 8 au rotor 41 du compresseur basse pression 4, l’arbre basse pression 11 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X. Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraine en rotation le rotor 41 du compresseur basse pression 4 par le biais de l’arbre basse pression 11. Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre de soufflante 20 et un mécanisme de réduction 19. Le rotor de soufflante 9 est monté fixe sur l’arbre de soufflante 20. Le mécanisme de réduction 19 présente une entrée et une sortie. L’entrée du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre basse pression 11 et la sortie du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre de soufflante 20. Ainsi, lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraine en rotation non seulement le rotor 41 du compresseur basse pression 4, mais également le rotor de soufflante 9, par le biais de l’arbre basse pression 11, du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20. Grâce au mécanisme de réduction 19, le rotor de soufflante 9 est entrainé en rotation à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation du rotor 81 de la turbine basse pression 8. Le mécanisme de réduction 19 permet ainsi de maitriser de manière indépendante la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 et du compresseur basse pression 4. La turbine basse pression 8, l’arbre basse pression 11, le compresseur basse pression 4, l’arbre de soufflante 20, le mécanisme de réduction 19 et la soufflante 22 forment ensemble le « corps basse pression » du système propulsif 1. Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre haute pression 10 reliant le rotor 71 de la turbine haute pression 7 au rotor 51 du compresseur haute pression 5, l’arbre haute pression 10 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X. L’arbre haute pression 10 est coaxial avec l’arbre basse pression 11 et s’étend autour de l’arbre basse pression 11. Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 71 de la turbine haute pression 7 entraine en rotation le rotor 51 du compresseur haute pression 5 par le biais de l’arbre haute pression 10. La turbine haute pression 7, l’arbre haute pression 10 et le compresseur haute pression 5 forment ensemble le « corps haute pression » du système propulsif 1. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être co-rotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens de rotation autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression 10 peuvent être contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens de rotation opposés autour de l’axe longitudinal X. Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 monoétage, c’est-à-dire comprenant exactement un étage, ou une turbine haute pression 7 biétage, c’est-à-dire comprenant exactement deux étages (comme illustré dans l’exemple de la ). Le compresseur haute pression 5 comprend au moins huit étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus onze étages. La turbine basse pression 8 comprend au moins trois étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus huit étages. Le compresseur basse pression 4 comprend au moins deux étages et au plus cinq étages. Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 traverse la soufflante 22 puis 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 dans la veine secondaire, 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 29 à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 29 (compresseur basse pression 4 et compresseur haute pression 5), la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 30 (turbine haute pression 7 et turbine basse pression 8). Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 30 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation des roues mobiles 7a, 8a de la section de turbine 30, qui entrainent à leur tour en rotation les roues mobiles 4a, 5a de la section de compresseur 29 ainsi que le rotor de soufflante 9. 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 (ou « bypass ratio » en anglais) élevé. Par taux de dilution « élevé », il est signifié un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus, de préférence compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. Le taux de dilution est défini comme un rapport entre le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1, ces débits massiques en étant 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, 3e édition) et au niveau de la mer. Par « non installé », il est signifié que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est sur un banc d’essai (et non installé sur un aéronef), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Dans un système propulsif incluant un mécanisme de réduction 19 tel que celui qui est illustré sur la , le découplage entre la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 tout en augmentant la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale du système propulsif 1 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 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’améliorer 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 16 (ou, en l’absence de stator 16, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, de préférence inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 0,90 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur d’au moins une des aubes de soufflante 14, c’est-à-dire de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement d’air en entrée du rotor de soufflante 9 au bord d’extrémité 21 d’aube de soufflante 14. Par bord d’extrémité, on entend le bord de l’aube 14 de soufflante le plus éloigné de l’axe de rotation X du rotor de soufflante 9. La vitesse périphérique au bord d’extrémité 21 des aubes de soufflante 14 peut par ailleurs être comprise entre 260 mètres par seconde (m.s -1 ) et 400 mètres par seconde (m.s -1 ) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45. Dans un système propulsif à entrainement direct (ou « direct-drive » en anglais), le rotor de soufflante 9 peut, alternativement, être directement couplé à l’arbre basse pression 11, c’est-à-dire sans mécanisme de réduction. L’arbre basse pression 11 est alors confondu avec l’arbre de soufflante 20 de sorte à ce que le rotor de soufflante 9 est entraîné par l’arbre basse pression 11 à la même vitesse de rotation que le rotor 81 de la turbine basse pression 8. Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (226 859 N), de préférence entre 20 000 lbf (88 964 N) et 35 000 lbf (155 688 N). Le diamètre D du rotor de soufflante 9 carénée est de préférence compris entre 1.270 m et 3.048 m, plus particulièrement entre 2.159 m et 3.048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2.286 m. Ceci qui permet l’intégration du système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous une aile de l’aéronef 1. Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe longitudinal X, qui est l’axe de rotation du rotor de soufflante 9, au niveau d’une intersection 24 entre un bord d’extrémité 21 et un bord d’attaque 23 des aubes de soufflante 14. Il convient de noter que, la étant une vue partielle, le diamètre D n’y est que partiellement visible. Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction épicycloïdal ou planétaire, monoétage ou biétage. Par exemple, la illustre un mécanisme de réduction 19 du type planétaire (ou « star » en anglais). Le mécanisme de réduction 19 comprend un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe 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 son axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis de manière circonférentielle autour de l’axe X de rotation du rotor 9 de la section de soufflante 2, 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. Dans un autre exemple, la illustre un mécanisme de réduction 19 de type épicycloïdal (ou « 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. 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 9 de la section de soufflante 2 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11. Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,9, typiquement autour de 3,0. L’invention propose un système propulsif aéronautique dimensionné de sorte à réduire la consommation de carburant nécessaire pour la production d’une poussée donnée. Selon son mode de réalisation le plus général, le système propulsif est dimensionné de sorte à vérifier le couple de relations suivant : 1) 2) où D représente le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan P1 normal à l’axe longitudinal X, à l’intersection 24 entre un bord d’extrémité 21 et un bord d’attaque 23 des aubes 14 du rotor de soufflante 9 ; et P représente une poussée maximale fournie par le système propulsif au niveau de la mer. Par souci de concision, on définira par la suite les expressions et , de sorte que les équations 1 et 2 peuvent s’écrire 1. 2. . La poussée fournie par un composant de système propulsif aéronautique est classiquement exprimée en Newton en conditions « Sea Level Static », c’est-à-dire mesurée en conditions statiques, en « non-installé », c’est-à-dire sur banc d’essai et pas installé sur un aéronef, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer. De telles conditions sont par exemples telles que définies dans le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition. Il peut être considéré toute autre condition normative équivalente qui est indiquée pour les certifications des turbomachines d’aéronef telles que les normes de l’EASA (European Union Aviation Safety Agency), telles que ses normes « Certification Specification - Engines » (CS-E) ou ses normes TCDS « Type Certificate Data Sheets ». Un autre texte normatif peut être le règlement de certification américain 14-CFR. En référence à la , on définit ainsi un domaine dans lequel on effectue le dimensionnement du système propulsif. Lorsque le système propulsif est un système à double corps, comprenant un corps haute pression et un corps basse pression, l’expression X , qui correspond à l’abscisse de la , permet de représenter un couple fourni par le corps basse pression. L’expression Y , quant à elle, correspond à l’ordonnée de la et est une représentation indirecte de la taille du corps haute pression vue par l’air qui le traverse (dite « taille thermodynamique »). Plus la taille du corps haute pression est importante, plus le débit massique d’air passant dans ce corps est élevé. Ainsi, l’équation 1 définit une valeur maximale du couple fourni par le corps basse pression, tandis que l’équation 2 définit des bornes inférieures et supérieures de la taille thermodynamique du corps haute pression pour un couple d’arbre basse pression voulu. Le domaine délimité par ces équations correspond à la zone de la comprise entre les deux courbes et la limite X = 160, et présente les avantages suivants : - une amélioration significative de la consommation de carburant pour une poussée P donnée. En effet, l’inéquation définit une limite supérieure de dimension pour le rotor de soufflante, au-delà de laquelle la consommation de carburant devient trop importante, - une possibilité d’exploitation industrielle. En d’autres termes, les dimensions du système propulsif et/ou les matériaux qui permettent de vérifier l’inéquation sont réalistes. En dessous de cette limite, le corps haute pression devient trop petit, de sorte que des pertes marginales deviennent trop importantes par rapport à la poussée fournie par le corps haute pression. Par exemple, et de façon purement illustrative, des écarts entre les sommets des aubes de turbine haute pression et le carter 31 du système propulsif ne peuvent pas être réduits au-delà d’une certaine limite. Lorsque le corps haute pression - notamment les aubes de turbine haute pression - atteint une dimension inférieure critique, la taille de ces écarts et les pertes d’énergie associées deviennent trop importants par rapport à la contribution du corps haute pression à la poussée. En outre, la réduction de taille (ou downsizing ) du corps haute pression nécessite une augmentation de la température dans la chambre de combustion 6, et donc des matériaux capables de supporter des températures élevées. En deçà d’une limite inférieure de taille de corps haute pression, aucun matériau connu n’est capable de supporter l’augmentation de température correspondante. En comparaison avec les systèmes propulsifs aéronautiques connus de l’état de la technique, le système propulsif selon l’invention comprend un corps haute pression de petite taille et un corps basse pression de grande taille. Un avantage d’une telle configuration est d’améliorer le rendement du corps haute pression, c’est-à dire de permettre une consommation de carburant spécifique (en anglais specific fuel consumption ou SFC) moindre pour une même puissance fournie par le corps haute pression. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe Re du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 23 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine 25 d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 23 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Re correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection 24 entre le bord d’attaque 23 et le bord d’extrémité 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre D de soufflante). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,32 permet en particulier d’obtenir une poussée avantageuse via le flux d’air secondaire F2 par rapport au débit entrant dans le flux d’air primaire F1. Le taux de compression global du système propulsif (en anglais, Overall Pressure Ratio ou OPR) est défini comme étant le rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur - ou dans le cas où le système propulsif comprend plusieurs compresseurs, du compresseur situé le plus en aval de l’écoulement - et la pression en entrée du rotor de soufflante 9, cette dernière étant mesurée en amont du pied du rotor de soufflante 9. La pression en sortie du compresseur correspond à la pression totale en amont de la chambre de combustion 6. Ainsi, pour un système propulsif à double corps tel que celui représenté sur la , le taux de compression global est le rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5, qui correspond à la pression totale en amont de la chambre de combustion 6, et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 mesurée en amont du pied du rotor de soufflante 9. Avantageusement, le taux de compression global est compris entre 40 et 60. Un taux de compression total élevé permet de diminuer la consommation spécifique en carburant du moteur, mais augmente la température en aval des compresseurs, ce qui peut compromettre l’intégrité structurelle des matériaux formant les derniers étages de compresseur. En outre, un taux de compression total élevé nécessite plusieurs étages de compresseur et donc une masse totale des compresseurs élevée. Ainsi, un taux de compression total compris entre 40 et 60 permet une consommation spécifique relativement faible tout en permettant une température modérée en aval des compresseurs. Système propulsif aéronautique, comprenant : - une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14), le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11) configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante (9) en rotation, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) et la poussée P vérifient le couple de relations suivant : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), à l’intersection (24) entre un bord d’extrémité (21) et un bord d’attaque (23) des aubes du rotor de soufflante (9) ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante (22), mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d'un flux d’air primaire (F1) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer. Système propulsif aéronautique selon la revendication 1, dans lequel le taux de dilution (BPR) est compris entre 10 et 20. Système propulsif aéronautique selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le générateur de gaz comprend au moins un compresseur en aval de la soufflante, un taux de compression global (OPR) du système propulsif étant compris entre 40 et 60, Le taux de compression global étant défini comme le rapport de pression entre une pression totale mesurée en amont d’une chambre de combustion (6) du système propulsif et une pression en entrée du rotor de soufflante (9) mesurée en amont du pied du rotor de soufflante (9). Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, les aubes de la soufflante étant des aubes à calage fixe. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 4 comprenant un dispositif de réduction de vitesse (19) couplant en rotation : - un arbre d’entrainement (10, 11) et - un arbre de soufflante (20) entrainant le rotor de soufflante (9), le système propulsif étant configuré pour entraîner l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (10, 11), le rapport de réduction du dispositif de réduction de vitesse (19) étant préférentiellement supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, encore préférentiellement sensiblement de 3,0. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 1.270 m et inférieur ou égal à 3.048 m, préférentiellement supérieur ou égal à 2.159 m et inférieur ou égal à 3.048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2.286 m, le diamètre du rotor de soufflante (9) étant mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) passant par un point d’intersection (24) entre le bord d’extrémité (21) et le bord d’attaque (23) des aubes de soufflante (14). Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, préférentiellement supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, plus préférentiellement inférieur ou égal à 0,27, le rapport moyeu-tête étant défini comme par le rapport R i / R e , où : - R i est un rayon interne du rotor de soufflante (9), mesuré entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le bord d’attaque (23) des aubes (14) de soufflante et la surface aérodynamique d’une plateforme de rotor de soufflante (9) délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9) ; - R e est un rayon externe du rotor de soufflante (9), mesuré entre l’axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) et le point d’intersection (24) entre le bord d’attaque (23) et le bord d’extrémité (21) des aubes (14) de soufflante. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend au moins quatorze aubes (14) et au plus vingt-quatre aubes, préférentiellement au moins seize aubes et au plus vingt-quatre aubes, encore préférentiellement vingt-deux aubes. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le générateur de gaz (3) comprend un corps haute pression et un corps basse pression. Système propulsif aéronautique selon la revendication 9, dans lequel le corps basse pression comprend une turbine basse pression (8), la turbine basse pression (8) présentant au moins trois étages et au plus huit étages. Système propulsif aéronautique selon l’une des revendications 9 ou 10, dans lequel le corps basse pression comprend un compresseur basse pression (4), le compresseur basse pression (4) présentant au moins deux étages et au plus cinq étages. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 9 à 11, dans lequel le corps haute pression comprend une turbine haute pression (7), la turbine haute pression (7) étant biétage. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 9 à 12, dans lequel le corps haute pression comprend un compresseur haute pression (5), le compresseur haute pression (5) comprenant au moins huit et au plus onze étages. Aéronef comprenant un système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 13. Procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique, le système propulsif comprenant : - une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14), le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11) configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante (9) en rotation, le procédé de fabrication comprenant une étape de dimensionnement du rotor de soufflante (9) au cours de laquelle le diamètre D du rotor de soufflante (9) est choisi de sorte à ce que : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), à l’intersection (24) entre un bord d’extrémité (21) et un bord d’attaque (23) des aubes du rotor de soufflante (9) ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante (22), mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d'un flux d’air primaire (F1) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer.