Brevet FR3160212A1 — publié le 20250919

Un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprend : une admission d’air comprenant une lèvre, dont une portion la plus en amont définit un plan d’attaque ; un cœur de moteur comprenant un compresseur, une chambre de combustion, et une turbine accouplée au compresseur à travers un arbre ; une soufflante située en amont du cœur du moteur et adaptée pour tourner autour d’un axe principal de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’ailettes de soufflante ayant un bord d’attaque, un bord de fuite, et une pointe respectifs, une portion la plus en avant du bord d’attaque de pointe de chaque ailette de soufflante définissant un plan d’entrée de soufflante ; une admission d’air agencée en amont de, et conçue pour diriger l’air vers, la soufflante ; une pluralité d’aubes directrices de sortie de soufflante (FOGV) agencées en aval de la soufflante dans un conduit de dérivation du moteur à turbine à gaz ; et des bifurcations supérieure et inférieure agencées dans le conduit de dérivation et s’étendant le long de directions radiales respectives. Figure pour l’abrégé : Fig. 5A Moteur à turbine à gaz avec cadencement relatif de bifurcations RÉFÉRENCE CROISÉE À UNE DEMANDE ASSOCIÉE Ceci représente la première demande qui se rapporte à cet objet. CHAMP D’APPLICATION La présente invention concerne des moteurs à turbine à gaz, plus particulièrement des moteurs à turbine à gaz avec un meilleur positionnement relatif de bifurcations pour réduire les distorsions de flux et améliorer l’efficacité de soufflante. CONTEXTE Les moteurs à turbine à gaz sont utilisés pour propulser les avions et comprennent généralement, en série de flux axial de l’avant vers l’arrière, une entrée d’air, une soufflante, un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion, une ou plusieurs turbines, et une tuyère d’échappement. L’air entrant dans l’admission d’air est accéléré par la soufflante pour produire deux flux d’air : un premier flux d’air (flux du bloc réacteur) dans le compresseur et un second flux d’air (flux de dérivation) qui passe à travers un conduit de dérivation pour fournir une poussée propulsive. L’air entrant dans le compresseur est comprimé, mélangé au carburant puis introduit dans la chambre de combustion, où la combustion du mélange air/carburant se produit. Les fluides d’échappement à haute température et haute énergie sont ensuite introduits dans la turbine, où l’énergie des fluides est convertie en énergie mécanique pour entraîner le compresseur en rotation par un arbre d’interconnexion approprié. La soufflante comprend une pluralité d’ailettes de soufflante conçues pour tourner autour d’un axe central du moteur à turbine à gaz. La soufflante reçoit et met sous pression l’air entrant dans l’admission d’air pour produire une poussée. Il est souhaitable d’accroître l’efficacité de soufflante pour augmenter la poussée tout en réduisant la consommation spécifique de carburant (SFC). Il est connu que l’efficacité de soufflante dépend, au moins en partie, du profil de flux circonférentiel au niveau, ou à proximité, du bord de fuite des ailettes de soufflante, également connu sous le nom de profil de flux intra-étage. Les distorsions de flux, en amont et en aval de la soufflante, influencent généralement le profil de pression statique intra-étage. Par exemple, les distorsions de flux sont généralement introduites dans le système de soufflante en amont par l’admission d’air et en aval par les bifurcations supérieure et inférieure dans le conduit de dérivation. Grâce à leur forme géométrique et à leur position dans le conduit de dérivation, les bifurcations supérieure et inférieure génèrent de grands champs potentiels, qui se meuvent en amont vers les FOGV et la soufflante, générant ainsi d’importantes distorsions de flux. En particulier, les distorsions de flux générées par les bifurcations interagissent avec l’aérodynamique d’aubes directrices de sortie de soufflante (FOGV) et produisent des effets de blocage, qui réduisent l’efficacité de diffusion de flux des FOGV. L’augmentation des pertes de flux de la soufflante et des FOGV réduit les performances aérodynamiques globales de la soufflante ; ce qui se traduit par une augmentation de la SFC du moteur. En outre, les distorsions en amont et en aval génèrent une distribution variable de pression instable sur les ailettes de soufflante qui à son tour entraîne la variation d’ampleur et de phase de force modale, ce qui peut entraîner une augmentation de contraintes vibratoires, une augmentation d’endurance HCF (fatigue mégacyclique) et des problèmes d’intégrité mécanique qui réduiront la durée de vie des ailettes de soufflante. Pour atténuer l’effet de blocage des bifurcations supérieure et inférieure il est connu de concevoir les FOGV pour détourner le flux dans le conduit de dérivation autour des bifurcations, atténuant de ce fait le blocage, réduisant les distorsions de flux produites par les bifurcations, et permettant de ce fait d’augmenter l’uniformité de profil de pression statique au niveau du bord de fuite des ailettes de soufflante. La présente invention vise à réduire les distorsions de flux et à accroître l’efficacité de soufflante, en fournissant une solution alternative et plus efficace pour traiter les distorsions de flux, en particulier en traitant les distorsions de flux produites par les bifurcations en aval de la soufflante. RESUME Ainsi, il est prévu un moteur à turbine à gaz pour un aéronef selon la revendication 1. Selon un aspect il est prévu un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : une admission d’air comprenant une lèvre, dont une portion la plus en amont définit un plan d’attaque ; un cœur de moteur comprenant un compresseur, une chambre de combustion, et une turbine accouplée au compresseur à travers un arbre ; une soufflante située en amont du cœur du moteur et adaptée pour tourner autour d’un axe principal de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’ailettes de soufflante ayant un bord d’attaque, un bord de fuite, et une pointe respectifs, une portion la plus en avant du bord d’attaque de pointe de chaque ailette de soufflante définissant un plan d’entrée de soufflante ; une admission d’air agencée en amont et conçue pour diriger l’air vers la soufflante ; une pluralité d’aubes directrices de sortie de soufflante (FOGV) agencées en aval de la soufflante dans un conduit de dérivation du moteur à turbine à gaz ; des bifurcations supérieure et inférieure agencées dans le conduit de dérivation et s’étendant le long de directions radiales respectives, dans lesquelles la bifurcation inférieure est agencée à une position circonférentielle correspondant à une zone de charge la plus élevée d’ailette de soufflante provoquée par des distorsions de flux introduites par l’admission d’air dans des conditions de vol. Dans la présente description, l’amont et l’aval sont définis par rapport à la direction de flux axial à travers la soufflante ; et l’avant et l’arrière sont définis par rapport au moteur à turbine à gaz, c’est-à-dire la soufflante étant à l’avant et la turbine à l’arrière du moteur. Dans la présente description, les bifurcations supérieure et inférieure, ou séparateurs, dans le conduit de dérivation de soufflante sont définies comme les carénages de forme aérodynamique couvrant diverses liaisons structurelles, des conduites de service d’air, d’huile et de carburant et des harnais électriques, etc. bien qu’elles ne supportent pas de charges structurelles et contribuent au tournage de flux et à la génération de levage. Les bifurcations supérieure et inférieure présentent une épaisseur maximale qui est d’au moins deux pas et demi d’aubes directrices de sortie de soufflante (FOGV) à 50 % de portée du bord d’attaque des FOGV, 0 % de portée correspondant à une partie radialement la plus intérieure des FOGV et 100 % correspondant à une partie radialement la plus extérieure des FOGV. Le pas est défini comme la distance tangentielle entre les bords d’attaque de deux FOGV adjacentes à 50 % de portée. Lorsque les distances tangentielles entre des FOGV adjacentes ne sont pas identiques, une distance moyenne est prise en compte. En d’autres termes, la bifurcation supérieure à sa portée d’épaisseur maximale, vue de l’arrière du moteur, est perçue comme « couvrant » au moins deux FOGV et demie ; de manière similaire, la bifurcation inférieure à sa portée d’épaisseur maximale, vue de l’arrière du moteur, est perçue comme « couvrant » au moins deux FOGV et demie. La bifurcation supérieure et la bifurcation inférieure ne doivent pas nécessairement avoir la même épaisseur maximale et peuvent donc « couvrir » un nombre différent de FOGV. Par exemple, la bifurcation supérieure peut être plus épaisse que la bifurcation inférieure et peut couvrir un plus grand nombre de FOGV, par exemple au moins trois, quatre ou cinq FOGV. Dans d’autres modes de réalisation, la bifurcation inférieure peut être plus épaisse que la bifurcation supérieure et peut couvrir un plus grand nombre de FOGV, par exemple au moins trois, quatre ou cinq FOGV. La présente description repose au moins en partie sur la constatation que les distorsions de flux générées par la bifurcation inférieure et se mouvant en amont vers la soufflante peuvent être utilisées pour compenser les distorsions se mouvant en aval provoquées par l’admission. Le présent inventeur a constaté que, par exemple dans une configuration de moteur monté sous l’aile, l’aile induit un flux de déflexion ascendante entrant dans l’admission, qui à son tour produit des distorsions circonférentielles de flux de 1EO (première commande de moteur) en amont de la soufflante. En aval des FOGV, les grands champs de potentiel de bifurcations supérieure et inférieure génèrent des distorsions circonférentielles de flux de 2EO (seconde commande de moteur) qui sont largement en phase avec la distorsion résiduelle d’admission. Dans des moteurs montés sous l’aile, la déflexion ascendante d’aile se produit dans toutes les conditions nominales de fonctionnement en vol, c’est-à-dire pendant toutes les conditions de vol à grande vitesse d’avancement entre la poussée maximale au décollage du sol et l’atterrissage au sol. Dans toutes les conditions de grande vitesse d’avancement, le tube d’écoulement d’air qui contient l’air entrant dans l’admission d’air est bien aligné sur l’admission d’air et, par conséquent, les distorsions de flux en amont de la soufflante provoquées par la déflexion ascendante d’aile peuvent être considérées comme constantes. En outre, le présent inventeur a constaté que dans des conditions de vol, la distorsion de flux en amont de la soufflante provoquée par la déflexion ascendante d’aile n’est pas affectée par le vent latéral, qui joue un rôle secondaire dans la génération de distorsions de flux dans le tube d’écoulement d’air en amont de la soufflante. Par conséquent, à toutes fins pratiques de conception, le vent latéral et l’effet de celui-ci sur la distorsion de flux juste en amont de la soufflante dans des conditions de vol peuvent être ignorés, et le profil de distorsion de déflexion ascendante d’admission et sa position circonférentielle relative par rapport aux bifurcations peuvent être considérés comme fixes dans des conditions de vol et déterminés par la déflexion ascendante d’aile uniquement. En raison de la déflexion ascendante d’aile dans toutes les conditions de vol, la soufflante subit une charge non uniforme, en particulier la charge la plus faible (et donc l’efficacité la plus élevée) au point mort haut (PMH), position 0°, ou 12 heures, et la charge la plus élevée (et donc l’efficacité la plus faible) au point mort bas (PMB), position 180°, ou 6 heures. En fait, le présent inventeur a constaté que la position de charge la plus faible n’est pas exactement au PMH en raison de la rotation de soufflante : pour une soufflante tournant dans le sens des aiguilles d’une montre lorsqu’elle est vue de l’avant, la zone de charge la plus faible est située avant (dans le sens des aiguilles d’une montre) le PMH, à environ 11 heures, ou -30° ; de manière similaire, la position de charge la plus élevée est située avant le PMB, à environ 5 heures, ou 150°. Inversement, pour une soufflante tournant dans le sens inverse des aiguilles d’une montre lorsqu’elle est vue de l’avant, la position de charge la plus faible est située après (toujours dans le sens des aiguilles d’une montre) le PMH, à environ 1 heure, ou +30° ; de manière similaire, la position de charge la plus élevée est située après le PMB, à environ 7 heures, ou 210°. En détail, les distorsions de flux en amont affectent l’aérodynamique de soufflante d’une soufflante axi-symétrique fonctionnant dans des conditions de flux asymétrique sans aucune mesure d’atténuation en place. Une ailette de soufflante tournant à travers des distorsions de flux subit une variation de vitesse effective d’ailette entre les moitiés gauche et droite de l’anneau, ce qui provoque la variation du rapport de pression sur les ailettes de soufflante ainsi que de l’ampleur et de la direction de la vitesse relative d’entrée au niveau du bord d’attaque d’ailette de soufflante. La variation d’amplitude et de direction de la vitesse relative provoque une variation d’angle d’incidence, qui à son tour mène à une variation de portance d’ailette et donc la variation du travail effectué par les ailettes de soufflante dans différentes parties de l’anneau. Il est important de noter que les positions annulaires, ou circonférentielles, de la charge la plus faible d’ailette de soufflante (correspondant à un pic de pression statique et à un minimum de vitesse effective d’ailette de soufflante) et de la charge la plus élevée d’ailette de soufflante (correspondant à un minimum de pression statique et à un pic de vitesse effective d’ailette de soufflante) dépendent du sens de rotation de la soufflante, mais pas du mode de fonctionnement du moteur, ou de l’aéronef sur lequel le moteur est monté : par exemple, les positions circonférentielles des charges la plus élevée et la plus faible d’ailette de soufflante sont indépendantes de la vitesse de rotation de soufflante, de la vitesse et de l’altitude d’aéronef, de la température et de la pression ambiantes, et/ou des conditions de vol. Les positions annulaires du pic et du minimum de pression statique peuvent dépendre de la géométrie d’admission d’air, par exemple de l’angle d’écart de lèvre et de l’épaisseur de lèvre. En général, le pic et le minimum de la pression statique sont situés à des positions circonférentielles opposées. A contrario, la force de distorsion de pression statique peut varier en fonction de paramètres opérationnels de l’aéronef sur lequel le moteur est monté : par exemple, aux conditions de croisière, l’angle de déflexion ascendante est limité à environ 4° et la force de distorsion de la pression statique est donc inférieure à la condition de fin de piste (EOR), dans lesquelles l’angle de déflexion ascendante peut atteindre 15° à 18°. Alors que la position annulaire de la bifurcation supérieure est essentiellement déterminée par le pylône sur lequel le moteur est monté, le présent inventeur a constaté que la bifurcation inférieure peut être agencée dans une position circonférentielle correspondant à la position de charge la plus élevée d’ailette de soufflante (ou de la vitesse effective la plus élevée d’ailette) provoquée par les distorsions de flux introduites par l’admission d’air, de telle sorte que des distorsions se mouvant en amont provoquées par la bifurcation inférieure peuvent passer à travers les FOGV et contrebalancer les distorsions d’admission, augmentant de ce fait une uniformité de charge d’ailette de soufflante. En d’autres termes, la bifurcation inférieure produit une variation de pression statique circonférentielle de 1EO au niveau du bord de fuite d’ailette de soufflante ayant une phase de pression statique essentiellement opposée à celle provoquée par les distorsions d’admission. Ce champ de flux intra-étage, produit au moyen du mouvement en amont, des distorsions induites par la bifurcation inférieure, contrebalance les distorsions d’admission, génère un rapport de pression favorable pour toutes les ailettes de soufflante, augmentant de ce fait l’efficacité d’ailette de soufflante à toutes les positions annulaires. Cela augmente l’efficacité globale de rotor de soufflante et d’étage de soufflante et réduit la réponse forcée d’ailette de soufflante de 1EO provoquée par un flux asymétrique. Pour maximiser le contrebalancement des distorsions d’admission à la position annulaire de charge la plus élevée d’ailette de soufflante au moyen des distorsions induites par la bifurcation inférieure se mouvant en amont, les FOGV peuvent être conçues pour laisser passer des distorsions induites par la bifurcation inférieure d’ampleur contrôlée. À cette fin, une quelconque variation cyclique appropriée d’angles d’entrée et de sortie de FOGV est utilisée en optimisant des angles de décalage et de cambrure de FOGV, ainsi que le nombre de types de FOGV. La présente invention est particulièrement avantageuse pour des moteurs à turbine à gaz avec une admission courte, car plus l’admission est courte plus les distorsions provoquées par l’admission sont importantes. Les admissions d’air sont généralement caractérisées par le rapport L/D, dans lequel L est la longueur d’admission définie comme une distance axiale le long de l’axe principal de moteur entre un plan d’attaque et un plan d’entrée de soufflante. L’admission comprend une lèvre, dont une portion la plus en amont définit le plan d’attaque. Les ailettes de soufflante ont un bord d’attaque, un bord de fuite, et une pointe respectifs, une portion la plus en avant du bord d’attaque de la pointe de chaque ailette de soufflante définissant le plan d’entrée de soufflante. Dans des modes de réalisation, l’admission d’air peut avoir un rapport L/D inférieur à 0,70, de préférence inférieur à 0,50, plus préférablement inférieur à 0,45, encore plus préférablement inférieur à 0,40. Le rapport L/D peut être supérieur à 0,25, de préférence supérieur à 0,30. Par exemple, le rapport L/D peut être dans une plage de 0,25 à 0,70, ou dans une plage de 0,25 à 0,60, ou dans une plage de 0,25 à 0,50, ou dans une plage de 0,25 à 0,45. Dans des modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz monté sous l’aile, tournant dans le sens des aiguilles d’une montre et la bifurcation inférieure peut être agencée à un angle de rotation par rapport à la bifurcation supérieure dans une plage de 120° à 170°, de préférence dans la plage de 130° à 165°, de préférence dans la plage de 135° à 165°, de préférence dans la plage de 140° à 160°. Dans des modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz monté sous l’aile, tournant dans le sens inverse des aiguilles d’une montre et la bifurcation inférieure peut être agencée à un angle de rotation par rapport à la bifurcation supérieure dans une plage de 190° à 240°, de préférence dans la plage de 190° à 230°, de préférence dans la plage de 195° à 225°, de préférence dans la plage de 200° à 220°. Dans des modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz monté sur le fuselage, ou un moteur monté sur l’aile. Dans des modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz peut avoir plus de deux bifurcations de dérivation ayant différentes conceptions, formes et tailles. Dans des modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz peut avoir plus de deux bifurcations dans des conduits de compresseur de cœur ayant différentes conceptions, formes et tailles. La bifurcation supérieure peut être agencée dans une position circonférentielle correspondant au point mort haut (PMH). La soufflante peut avoir un diamètre de soufflante supérieur à 210 cm, de préférence supérieur à 215 cm, de préférence supérieur à 220 cm. La soufflante peut avoir un diamètre de soufflante inférieur à 400 cm, de préférence inférieur à 380 cm, de préférence inférieur à 360 cm. La soufflante peut avoir un diamètre de soufflante supérieur à 120 cm, de préférence supérieur à 130 cm, de préférence supérieur à 140 cm. La soufflante peut avoir un diamètre de soufflante inférieur à 160 cm, de préférence inférieur à 150 cm, de préférence inférieur à 145 cm. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur conçu pour recevoir une entrée de l’arbre et délivrer en sortie un entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à une vitesse inférieure à celle de l’arbre. Le réducteur peut avoir un rapport de réducteur supérieur à 3,0, de préférence supérieur à 3,1, de préférence supérieur à 3,2. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre peut être un premier arbre. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur, et un second arbre reliant la seconde turbine au second compresseur ; et la seconde turbine, le second compresseur, et le second arbre peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. La bifurcation inférieure peut être agencée à une position circonférentielle correspondant à une position de charge la plus élevée d’ailette de soufflante provoquée par des distorsions de flux introduites par l’admission d’air aux conditions de croisière. Des agencements de la présente description peuvent être particulièrement, bien que non exclusivement, avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par le biais d’un réducteur. En conséquence, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur. L’entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l’arbre de cœur, ou indirectement à partir de l’arbre de cœur, par exemple par l’intermédiaire d’un arbre et/ou engrenage droits. L’arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d’exemple uniquement, la turbine reliée à l’arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l’intermédiaire d’un conduit généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l’arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l’exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l’arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le deuxième arbre de cœur, dans l’exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n’importe quel ou quels arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l’exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l’entrée depuis l’arbre de cœur). N’importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d’une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Le réducteur peut avoir n’importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Dans des agencements, le rapport de transmission peut être en dehors de ces plages, par exemple le réducteur peut être une « étoile composée » ayant un rapport supérieur à 4,2. Dans n’importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, une chambre de combustion peut être fournie axialement en aval de la soufflante et du ou des compresseurs. Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu’un deuxième compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, lorsqu’une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’ailettes de rotor et une rangée d’aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d’incidence peut être variable). La rangée d’ailettes de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’ailettes de rotor et une rangée d’aubes de stator. Les rangées respectives d’ailettes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Dans chaque étage, la rangée d’ailettes de rotor peut être agencée en aval de la rangée respective d’aubes de stator. Chaque ailette de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s’étendant d’un pied (ou d’un moyeu) au niveau d’un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu’à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l’ailette de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’ailette de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’ailette de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’ailette de soufflante au niveau de la pointe peut être inclus dans une plage délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l’un et l’autre être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement la plus en avant) de l’ailette. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l’ailette de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur d’une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et la pointe d’une ailette de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 200 cm, 210 cm, 215 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être inférieur à 420 cm (environ 165 pouces), 410 cm (environ 160 pouces), 400 cm, 390 cm (environ 155 pouces) ou 380 cm (environ 150 pouces). Le diamètre de la soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs des deux phrases précédentes (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 200 cm à 210 cm, ou 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 2 600 tr/min, par exemple inférieure à 2 500 tr/min, ou inférieure à 2 300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 300 cm (par exemple de 210 cm à 290 cm, ou de 240 cm à 280 cm, ou de 250 cm à 270 cm) peut être dans la plage de 1 700 tr/min à 2 600 tr/min, par exemple dans la plage de 1 800 tr/min à 2 300 tr/min, par exemple dans la plage de 1 900 tr/min à 2 100 tr/min. À titre d’exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 330 cm à 380 cm peut être dans la plage de 1 200 tr/min à 2 000 tr/min, par exemple dans la plage de 1 300 tr/min à 1 800 tr/min, par exemple dans la plage de 1 400 tr/min à 1 800 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les ailettes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de l’ailette de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les ailettes de soufflante sur le flux résulte en une augmentation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie en tant que rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs n’ayant pas de dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3. Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de dérivation (BPR) souhaité, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 10, 10,5, 11, 11,1, 11,2, 11,3, 11,4, 11,5, 11,6, 11,7, 11,8, 11,9, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 10 à 16, ou de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 10 à 12, ou de 12 à 14, ou de 13 à 14. Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l’extérieur du bloc réacteur. La surface radialement externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante à la pression de stagnation au niveau de la sortie du compresseur haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion). À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) n’importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 99 Nkg -1 s, 98 Nkg -1 s, 97 Nkg -1 s, 96 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 94 Nkg -1 s, 93 Nkg -1 s, 92 Nkg -1 s, 91 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou 85 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou 92 Nkg -1 s à 98 Nkg -1 s, ou 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) n’importe laquelle des suivantes : 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN,160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 130 kN à 145 kN, ou de 155 kN à 170 kN, ou de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 520 K, 1 530 K, 1 540 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1 530 K à 1 600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K ou 2 000 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 1 700 k à 1 800 k, ou de 1 800 K à 1 950 K, ou de 1 900 K à 2 000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie d’ailette de soufflante et/ou de profil aérodynamique d’une ailette de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n’importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de l’ailette de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’une fibre de carbone. À titre d’exemple supplémentaire au moins une partie de l’ailette de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. L’ailette de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l’ailette de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l’ailette. Un tel bord d’attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d’exemple, l’ailette de soufflante peut avoir un corps à fibres de carbone ou à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) avec un bord d’attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les ailettes de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les ailettes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque ailette de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d’exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l’ailette de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les ailettes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à aubage ou couronne à aubage. N’importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des ailettes de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des ailettes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu’une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l’aire de sortie du conduit de dérivation en cours d’utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’ailettes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 ailettes de soufflante. Telles qu’elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être désignée dans l’industrie en tant que « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d’aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude constante et d’un nombre de Mach constant) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu’un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière. En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n’importe quels autres moteurs sur l’aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l’aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l’atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l’altitude à mi-croisière). Pour n’importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. Strictement à titre d’exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n’importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l’ordre de Mach 0,8, de l’ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N’importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l’extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l’ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien entendu, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 35 kN à 65 kN. En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d’un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement à la mi-croisière de l’aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document. L’homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux dessins en annexe, sur lesquels : la FIG. 1 est une vue latérale en coupe d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 2 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 3 est une vue partiellement écorchée d’un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 4 est une vue latérale en coupe d’un moteur à turbine à gaz dans une configuration typique de montage sous/sur l’aile ; les Figures 5a et 5b sont une vue schématique de face du moteur à turbine à gaz de la FIG. 4 dans une configuration sous l’aile, montrant les positions circonférentielles de bifurcation supérieure et inférieure avec la soufflante tournant dans le sens des aiguilles d’une montre et dans le sens inverse, respectivement ; la FIG. 6 est un graphique schématique montrant les variations circonférentielles de pression statique normalisée à différentes positions axiales et la charge d’ailette de soufflante du moteur à turbine à gaz de la FIG. 4 . DESCRIPTION DETAILLEE La FIG. 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d’air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d’air : un flux d’air de cœur A et un flux d’air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d’air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d’échappement de dérivation 18. Le flux d’air de dérivation B s’écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à et entraînée par la turbine basse pression 19 par le biais d’un premier arbre 26 et d’un réducteur épicycloïdal 30. En cours d’utilisation, le flux d’air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant et le mélange est brûlé. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un second arbre 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. Un agencement donné à titre d’exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la FIG. 2 . La turbine basse pression 19 (voir FIG. 1 ) entraîne le premier arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l’agencement d’engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l’extérieur de l’engrenage solaire 28 et s’engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d’engrenages satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d’orientation autour de l’engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par l’intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d’entraîner sa rotation autour de l’axe de moteur 9. Radialement vers l’extérieur des engrenages satellites 32 et s’engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l’intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire n’incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par le premier arbre 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c’est-à-dire n’incluant pas l’arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée comme premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d’exemple de façon plus détaillée sur la FIG. 3 . Chacun parmi l’engrenage solaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s’engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d’exemple des dents sont illustrées sur la FIG. 3 . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu’il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d’engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d’application de l’invention revendiquée. Des applications pratiques d’un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie par l’intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n’importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d’exemple alternatif, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile à deux étages, dans lequel l’engrenage solaire du premier étage est accouplé au premier arbre 26, l’engrenage solaire du second étage est accouplé à la couronne dentée du premier étage, et la soufflante est accouplée à la couronne dentée du second étage par le biais de liaisons appropriées. À titre d’autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l’un et l’autre autorisés à tourner. On aura à l’esprit que l’agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d’exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d’application de la présente description. Strictement à titre d’exemple, n’importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l’exemple de la FIG. 2 ) entre le réducteur 30 et d’autres parties du moteur 10 (telles que l’arbre d’entrée 26, l’arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n’importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, n’importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n’est pas limitée à l’agencement donné à titre d’exemple de la FIG. 2 . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l’homme du métier comprendrait aisément que l’agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers serait typiquement différent de celui montré à titre d’exemple sur la FIG. 2 . Ainsi, la présente description s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant n’importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d’agencement d’arbres d’entrée et de sortie, et d’emplacements de paliers. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d’arbres d’interconnexion. À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la FIG. 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l’extérieur de, la tuyère de bloc réacteur 20. Cependant, ceci n’est pas limitant, et n’importe quel aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. La ou les deux tuyères (qu’elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d’axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l’axe de rotation principal 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la FIG. 1 ), et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la FIG. 1 ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. La FIG. 4 illustre l’exemple de moteur à turbine à gaz 10 de la FIG. 1 avec une admission d’air inclinée 12 dans une configuration de montage sous/sur l’aile dans des conditions de vol. La soufflante 23 comprend une pluralité d’ailettes de soufflante 43, chaque ailette de soufflante 43 comportant un bord d’attaque 44, un bord de fuite 45, et une pointe 46. Une portion la plus en avant du bord d’attaque de pointe des ailettes de soufflante 43 définit un plan d’entrée de soufflante à une position axiale identifiée par la lettre E. La portion la plus en arrière du bord de fuite de pointe des ailettes de soufflante 43 définit un plan de sortie de soufflante à une position axiale identifiée par la lettre F. L’aile (non illustrée) produit un flux de déflexion ascendante entrant dans l’admission 12, qui à son tour produit des distorsions circonférentielles de flux de première commande de moteur (1EO) au niveau du plan d’entrée de soufflante. Comme expliqué précédemment, l’effet de vent latéral sur les distorsions de flux au niveau du plan d’entrée de soufflante dans des conditions de vol est négligeable et peut être ignoré. En d’autres termes, chacune des ailettes 43 de la soufflante 23 subit une charge non uniforme lorsqu’elle passe à travers les distorsions circonférentielles de flux de 1EO produites par l’admission 12, en particulier une charge plus faible dans la moitié supérieure de l’anneau et une charge plus élevée dans la moitié inférieure de l’anneau dans la FIG. 4 . En outre, l’ailette de soufflante 43 tournant à travers les distorsions de flux provoquées par la déflexion ascendante d’aile subit une variation de la vitesse effective d’ailette entre différentes parties de l’anneau, en particulier entre les moitiés gauche et droite de l’anneau (lorsqu’il est vu de l’avant du moteur), ce qui provoque à son tour une variation du rapport de pression total et de l’ampleur et de la direction de vitesse relative d’entrée, et finalement la variation de travail effectué par l’ailette de soufflante 43 dans différentes parties de l’anneau. En conséquence, pour le moteur à turbine à gaz 10 avec la soufflante 23 tournant dans le sens des aiguilles d’une montre lorsqu’elle est vue de l’avant, la position annulaire de la charge la plus élevée est agencée avant (dans le sens des aiguilles d’une montre) le point mort bas (ou 180°), dans une position circonférentielle correspondant à une plage de 120° à 170°. Pour les moteurs à turbine à gaz avec la soufflante tournant dans le sens inverse des aiguilles d’une montre lorsqu’elle est vue de face, les positions des charges la plus faible et la plus élevée sont agencées après (toujours dans le sens des aiguilles d’une montre) le point mort haut (ou 0°) et le point mort bas, respectivement. Dans ces modes de réalisation, la position de la charge la plus élevée peut être agencée dans une position circonférentielle correspondant à une plage de 190° à 240°, ou de 190° à 230°, ou de 195° à 225°, ou de 200° à 220°, par exemple à environ 210°. Le moteur à turbine à gaz 10 comporte une rangée d’aubes directrices de sortie de soufflante (FOGV) 47 agencées en aval de la soufflante 23 dans le conduit de dérivation 22. Les FOGV 47 comprennent chacun un bord d’attaque 48 et un bord de fuite 49. En aval des FOGV 47, le moteur à turbine à gaz 10 comprend une bifurcation supérieure 50 et une bifurcation inférieure 51. Dans le mode de réalisation de la figure 5a, le moteur à turbine à gaz 10 est illustré dans une configuration de montage sous l’aile et la bifurcation supérieure 50 est agencée au point mort haut et proche d’une aile 52. Dans des modes de réalisation alternatifs non illustrés, la bifurcation supérieure peut être agencée différemment, en fonction de l’agencement de montage structurel du moteur sur l’aile ou sur le fuselage. La bifurcation inférieure 51 est agencée distale par rapport à l’aile 52. La bifurcation inférieure 51 est agencée en rotation par rapport au point mort bas, dans une position circonférentielle correspondant à la position circonférentielle de la charge la plus élevée d’ailette de soufflante provoquée par les distorsions de flux introduites par l’admission d’air dans des conditions de vol, par exemple aux conditions de croisière. En d’autres termes, la bifurcation inférieure 51 est agencée radialement le long d’une direction 53 à un angle de rotation α par rapport à une direction 54 définie par la bifurcation supérieure 50. Dans le mode de réalisation illustré, la direction 54 est verticale et passe à travers le point mort haut et le point mort bas. Dans le mode de réalisation illustré à la figure 5a, la soufflante tourne dans le sens des aiguilles d’une montre 60 lorsqu’elle est vue de face et par conséquent la bifurcation inférieure 51 est agencée dans une position circonférentielle correspondant à un angle de rotation α dans la plage de 120° à 170°. Dans des modes de réalisation, la bifurcation inférieure 51 est agencée dans une position circonférentielle correspondant à un angle de rotation α dans la plage de 130° à 165°, ou dans une plage de 135° à 165°, ou dans une plage de 140° à 160°, par exemple à environ 150°, pour correspondre à la position annulaire de la charge la plus élevée d’ailette de soufflante. La figure 5b illustre un mode de réalisation qui diffère du mode de réalisation de la figure 5a par le sens de rotation 60’ de la soufflante 23 et la position de la bifurcation inférieure 51’. En détail, la soufflante tourne dans le sens inverse des aiguilles d’une montre lorsqu’elle est vue de face et la bifurcation inférieure 51’ est agencée dans une position circonférentielle correspondant à un angle de rotation α dans la plage de 190° à 240°, ou de 190° à 230°, ou de 195° à 225°, ou de 200° à 220°, par exemple à environ 210°, correspondant à la position annulaire de la position de la charge la plus élevée d’ailettes de soufflante 43. Dans d’autres modes de réalisation non illustrés où le moteur à turbine à gaz est monté sur le fuselage, la bifurcation supérieure (c’est-à-dire la bifurcation proche du fuselage) ne s’étend pas le long d’une direction verticale ; toutefois, l’angle de rotation α auquel la bifurcation inférieure (c’est-à-dire la bifurcation à une position distale du fuselage) est agencée relativement à la bifurcation supérieure est dans les mêmes plages que celles décrites ci-dessus pour correspondre à la position annulaire de la charge la plus élevée d’ailette de soufflante. Les bifurcations supérieure et inférieure 50, 51, 51’ produisent des distorsions en se mouvant en amont vers la soufflante 23. Dans des modes de réalisation, les FOGV peuvent être conçues pour favoriser le passage de distorsions de pression produites par la bifurcation inférieure 51, 51’. À cette fin, les FOGV 47 peuvent présenter des angles de décalage et de cambrure appropriés, ainsi qu’un nombre de types d’ailette pour obtenir une amplitude 0-pk de distorsions de bifurcation inférieure avec une phase opposée d’amplitude 0-pk de distorsions d’admission au niveau du bord de fuite 45 d’ailette de soufflante. Dans des modes de réalisation, les FOGV 47 peuvent être conçues pour masquer, par exemple masquer entièrement, les distorsions de pression produites par la bifurcation supérieure 50, à l’aide d’un quelconque type de FOGV, et de quelconques angles de décalage et de cambrure appropriés. Cela produit une variation de pression statique circonférentielle de 1EO au niveau du plan de sortie de soufflante ayant une phase de distorsion de pression opposée, ou approximativement opposée, à celle de la distorsion d’admission. Ce champ de pression produit intentionnellement à la sortie de la soufflante contrebalance efficacement les distorsions d’admission ; récupérant ainsi une portion significative d’efficacité d’étage de soufflante et réduisant la réponse forcée d’ailette de soufflante de 1EO provoquée par des flux asymétriques. Ceci est illustré à la FIG. 6 , dans laquelle, pour le moteur à turbine à gaz 10 tournant dans le sens des aiguilles d’une montre de la figure 5a, la pression statique normalisée résultant des distorsions se mouvant en amont introduites par les bifurcations 50, 51 au niveau du plan de sortie de soufflante (position F sur la FIG. 4 ) est illustrée par la ligne en pointillés 110, la pression statique normalisée des distorsions d’admission se mouvant en aval au niveau du plan d’entrée de la soufflante (position E sur la FIG. 4 ) est illustrée par la ligne en pointillés 120, et la variation circonférentielle effective de charge d’ailette de soufflante résultant de la combinaison des deux au sein de la soufflante 23 est illustrée par la ligne en trait plein 130. Toutes les pressions statiques normalisées et la charge d’ailette de soufflante sont illustrées en fonction de la position circonférentielle. La charge effective d’ailette de soufflante est plus uniforme le long de l’anneau que la charge d’ailette de soufflante produite par les distorsions d’admission uniquement, augmentant de ce fait l’efficacité de soufflante et réduisant la réponse forcée d’ailette de soufflante de 1EO et les contraintes vibratoires. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d’autres caractéristiques et la description s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. L’étendue de protection est définie dans les revendications annexes. Moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : une admission d’air comprenant une lèvre, dont une portion la plus en amont définit un plan d’attaque, un cœur de moteur comprenant un compresseur, une chambre de combustion, et une turbine accouplée au compresseur à travers un arbre ; une soufflante située en amont du cœur du moteur et adaptée pour tourner autour d’un axe principal de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’ailettes de soufflante ayant un bord d’attaque, un bord de fuite, et une pointe respectifs, une portion la plus en avant du bord d’attaque de pointe de chaque ailette de soufflante définissant un plan d’entrée de soufflante ; une admission d’air agencée en amont de, et conçue pour diriger l’air vers, la soufflante ; une pluralité d’aubes directrices de sortie de soufflante (FOGV) agencées en aval de la soufflante dans un conduit de dérivation du moteur à turbine à gaz ; et des bifurcations supérieure et inférieure agencées dans le conduit de dérivation et s’étendant le long de directions radiales respectives ; dans lequel la bifurcation inférieure est agencée à une position circonférentielle correspondant à une position de charge la plus élevée d’ailette de soufflante provoquée par des distorsions de flux introduites par l’admission d’air dans des conditions de vol. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, dans lequel la soufflante a un diamètre de soufflante D, et l’admission d’air a une longueur L mesurée le long de l’axe principal de moteur entre le plan d’attaque et le plan d’entrée de soufflante, et dans lequel le rapport L/D est inférieur à 0,70. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, dans lequel le rapport L/D est inférieur à 0,50. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, dans lequel le rapport L/D est inférieur à 0,45. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, dans lequel le rapport L/D est inférieur à 0,40. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, dans lequel le rapport L/D est supérieur à 0,25, de préférence supérieur à 0,30. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moteur à turbine à gaz est un moteur à turbine à gaz monté sous l’aile et a une soufflante tournant dans le sens des aiguilles d’une montre, la bifurcation inférieure étant agencée à un angle de rotation α par rapport à la bifurcation supérieure 50 dans une plage de 120° à 170°, de préférence dans la plage de 130° à 170°. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, dans lequel l’angle de rotation α est dans une plage de 130° à 165°, de préférence de 135° à 165°, plus préférablement dans une plage de 140° à 160°. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le moteur à turbine à gaz est un moteur à turbine à gaz monté sous l’aile et a une soufflante tournant dans le sens inverse des aiguilles d’une montre, la bifurcation inférieure étant agencée à un angle de rotation α par rapport à la bifurcation supérieure 50 dans une plage de 190° à 240°, de préférence dans la plage de 190° à 230°. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 9, dans lequel l’angle de rotation α est dans une plage de 195° à 225°, ou de préférence dans la plage de 200° à 220°. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la bifurcation supérieure est agencée dans une position circonférentielle correspondant au point mort haut (PMH). Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la soufflante a un diamètre de soufflante supérieur à 120 cm, de préférence supérieur à 130 cm, de préférence supérieur à 140 cm. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la soufflante a un diamètre de soufflante inférieur à 400 cm, de préférence inférieur à 380 cm, de préférence inférieur à 360 cm. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant un réducteur conçu pour recevoir une entrée de l’arbre et délivrer en sortie un entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à une vitesse inférieure à celle de l’arbre. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 11, dans lequel le réducteur a un rapport de réducteur supérieur à 3,0, de préférence supérieur à 3,1, de préférence supérieur à 3,2. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le réducteur a un rapport de réducteur supérieur à 3,3. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la turbine est une première turbine, le compresseur est un premier compresseur, et l’arbre est un premier arbre ; le cœur de moteur comprend en outre une seconde turbine, un second compresseur, et un second arbre reliant la seconde turbine au second compresseur ; et la seconde turbine, le second compresseur, et le second arbre sont agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur. Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la bifurcation inférieure est agencée à une position circonférentielle correspondant à une position de charge la plus élevée d’ailette de soufflante provoquée par des distorsions de flux introduites par l’admission d’air aux conditions de croisière.