FR 2581423 A1 19861107 FR 8606248 A 19860430 _ A- La présente invention se rapporte aux moteurs à turbine à gaz et plus particulièrement à un moteur à turbine à gaz nouveau et perfectionné qui comporte des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie des gaz de combus- tion en une poussée motrice nette. Bien qu'elle ne soit pas limitée à une telle ap- plication, la présente invention est plus particulièrement applicable à des moteurs à turbine à gaz tels ceux utilisés pour la propulsion des avions. Plusieurs types de moteurs à turbine à gaz sont actuellement disponibles pour propulser les avions. La tur- bosoufflante et le turbopropulseur en sont deux exemples. La turbosoufflante comprend une partie centrale ou générateur de gaz pour créer des gaz de combustion qui se dilatent dans une turbine de travail pour entraîner une soufflante, tandis que le turbopropulseur comporte un générateur de gaz et une turbine de travail qui entraînent une hélice. Les turbopropulseurs classiques diffèrent des turbosoufflantes dans plusieurs aspects fondamentaux. Par exemple, les turbopropulseurs ont classiquement un diamètre d'aube plus important que celui des turbosoufflantes. Ceci permet aux aubes de déplacer une masse d'air relativement importante pour fournir la poussée. En outre pour une éner- gie d'entrée donnée vers les aubes, un accroissement relati- -2- vement petit de la vitesse sera imprimé à l'air traversant ces aubes. Ces petits accroissements de vitesse se trans- forment en rendements de propulsion du moteur élevés. Enoncé de manière simple, le rendement de propulsion est une mesure de la quantité d'énergie disponible convertie en force de propulsion. De grandes augmentations de la vitesse de l'air passant à travers les aubes de propulsion ont pour résultat une "perte" d'énergie cinétique et un rendement de propul- sion inférieur. Les turbosouffantes déplacent une masse l'air légèrement plus petite que celle déplacée par les turbopro- pulseurs pour la même énergie d'entrée et impriment une composante de vitesse plus élevée à l'air de manière à obtenir la poussée nécessaire. Ceci a pour résultat un ren- dement de propulsion plus faible. Les turbosoufflantes com- portent aussi une nacelle entourant radialement les souf- flantes. Ceci crée une traînée supplémentaire sur le moteur qui diminue le rendement global du moteur. Cependant, la nacelle délimite une admission qui diffuse le courant d'air pénétrant dans la soufflante, diminuant ainsi sa vitesse. De cette manière, l'air pénètre dans la soufflante avec une vitesse axiale relativement faible qui est généralement indépendante de la vitesse de vol. Ces faibles vitesses axiales diminuent les pertes de traînées d'aubes permettant ainsi d'obtenir des vitesses de croisière plus élevées. Les avions de transport de dimensions intermé- diaires, par exemple les transporteurs de 100 à 180 passa- gers utilisent classiquement des turbosoufflantes pour leur propulsion. Les turbosoufflantes fournissent la poussée relativement importante requise pour propulser ces avions à des altitudes relativement élevées et à des vitesses de croisière d'environ Mach 0,6 à Mach 0,8. Dans le cas des avions conçus pour des vitesses de croisière inférieures, on utilise classiquement les turbopropulseurs étant donné qu'ils peuvent produire une performance et un rendement -3- supérieurs. Par exemple, des réductions importantes en com- bustible brûlé, c'est-à-dire la quantité de combustible consommée par kilomètre/passager, peuvent être obtenues grâce à l'emploi des turbopropulseurs plus efficaces aéro- dynamiquement que la turbosoufflante. Par conséquent, il serait souhaitable de combiner les avantages de la turbosoufflante avec ceux du turbopro- pulseur pour obtenir un moteur composé ayant un rendement global amélioré à des vitesses de croisière d'avion classi- ques de l'avion propulsé par des turbosoufflantes. Le rendement global d'un moteur à turbine à gaz d'avion est le produit du rendement thermique par le rende- ment de transmission par le rendement de propulsion. Le rendement thermique est lié au générateur de gaz et est une mesure de l'efficacité de la transformation de l'énergie du combustible en énergie disponible dans les gaz d'éjection du générateur de gaz. Le rendement de transmission est lié aux composants structurels du moteur en excluant le générateur de gaz et est une mesure de l'efficacité de la transforma- tion de l'énergie des gaz d'éjection du générateur de gaz en énergie cinétique imprimée au courant d'air. Les composants du moteur qui ont un effet sur le rendement de transmission sont constitués par les aubes du propulseur, le train d'en- grenages, la turbine de travail et la nacelle du moteur. Par conséquent, il est souhaitable d'obtenir un moteur composé ayant des rendements de propulsion et de transmission rela- tivement élevés pour des nombres de Mach subsoniques relati- vement élevés. Une simple version agrandie à l'échelle d'un tur- bopropulseur classique approprié pour propulser un avion de transport de dimensions intermédiaires aux vitesses -et alti- tudes de croisière typiques des avions propulsés par des turbosoufflantes nécessiterait l'utilisation d'une unique hélice ayant un diamètre de près de 5 mètres. Elle néces- siterait également la capacité d'engendrer environ 15000 CV (11.190 kw sur l'arbre), ce qui est égal à plusieurs fois la puissance développée par les turbopropulseurs classiques. Un turbopropulseur classique construit pour répon- ire à ces exigences nécessiterait également la réalisation d'une boîte d'engrenages de réduction relativement grande et d'un poids élevé indésirable pour transmettre la puissance et le couple nécessaires à une vitesse relativement basse à l'hélice. Ces boîtes d'engrenages ont tendance à introduire des pertes qui diminuent le rendement de transmission du moteur. La vitesse de rotation de l'hélice de grand diamètre est un facteur limite qui intervient du fait qu'il est nécessaire de maintenir la vitesse hélicoïdale des extré- mités de l'hélice, c'est-à-dire la vitesse de l'avion plus la vitesse tangentielle des extrémités de l'hélice, à des vitesses inférieures aux vitesses supersoniques. Ceci est souhaitable étant donné qu'une extrémité d'hélice qui tourne à des vitesses supersoniques engendre une quantité impor- tante de bruit indésirable et provoque une perte de rende- ment aérodynamique. On connait déjà dans la technique antérieure des moteurs à turbine à gaz capables d'entraîner des hélices ou des soufflantes sans l'utilisation d'une boîte d'engrenages de réduction. Ces moteurs comprennent, classiquement des rotors de turbine tournant en sens inverse, à des vitesses relativement basses, ayant un nombre d'étages de grilles d'aubes relativement limité qui entraînent deux soufflantes ou hélices tournant en sens inverse. Ces moteurs comprennent divers modes de réalisation qui utilisent des soufflantes ou hélices simplement pour augmenter la puissance engendrée par le jet d'éjection. Une telle augmentation peut être efficace dans certains cas. Cependant, l'augmentation de la poussée néces- site que la poussée significative soit produite par les gaz d'éjection sortant de la turbine de travail et de la tuyère du générateur de gaz. Ceci diminue le rendement global du moteur en dégradant le rendement de propulsion. Pour propulser un avion moderne de dimensions intermédiaires qui nécessitent une puissance développée relativement importante, on aurait besoin d'un moteur d'une nouvelle génération pratique et assurant un rendement rela- tivement élevé du combustible, présentant des améliorations de performances importantes par rapport aux turbosoufflantes et aux turbopropulseurs classiques et également par rapport à ces moteurs à rotor de turbine tournant en sens inverse. Par conséquent, la présente invention a notamment pour buts de réaliser: - un moteur à turbine à gaz nouveau et perfec- tionné; - un moteur à turbine à gaz nouveau et perfec- tionné pour propulser un avion à des vitesses de croisière supérieures à Mach 0,6 et inférieur à Mach 1,0 avec un ren- dement global du moteur amélioré; - un moteur à turbine à gaz nouveau et perfec- tionné qui comporte une turbine de travail ayant des rotors tournant en sens inverse; - un moteur à turbine à gaz nouveau et perfec- tionné qui comporte une turbine de travail ayant plusieurs étages de grilles d'aubes de turbine qui tournent en sens inverse, dans lequel la quasi-totalité de la puissance déve- loppée est produite par la détente des gaz de combustion dans les étages et dans lequel il ne subsiste que peu de puissance dans les gaz éjectés qui quittent le moteur; - un moteur à turbine à gaz nouveau et perfec- tionné dans lequel la puissance développée peut être obtenue sans l'utilisation d'une boîte d'engrenage de réduction; - un moteur à turbine à gaz nouveau et perfect- ionné capable d'entraîner des éléments à surface portante tournant en sens inverse tels que des hélices. La présente invention concerne un moteur à turbine à gaz nouveau et perfectionné, comportant un générateur de -6- gaz pour engendrer des gaz de combustion et des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie des gaz en une poussée motrice nette. Ces moyens comprennent une turbine de travail contrarotative avec des première et deuxième hélices contrarotatives. La turbine de travail comporte un premier rotor ayant une série de premières grilles d'aubes de tur- bine s'étendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor ayant une série de deuxièmes grilles d'aubes de tur- bine s'étendant radialement vers l'intérieur. Les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à définir des sur- faces de trajet d'écoulement intérieure et extérieure, res- pectivement, pour les gaz de combustion s'écoulant dans la turbine de travail. La turbine de travail reçoit les gaz de combustion et en extrait pratiquement toute la puissance pour entraîner les premier et deuxième rotors dans des sens opposes. Les première et deuxième hélices contrarotatives comportent chacune une série d'aubes fixées à des premier et deuxième anneaux redresseurs de nacelle rotatifs (ou anneaux de nacelle) respectivement. Les première et deuxième hélices sont directement couplées à et entraînées par les premier et deuxième rotors, respectivement, et sont disposées radiale- ment vers l'extérieur de la turbine de travail. Chacune des aubes a un rapport rayon de moyeu à rayon de bout relative- ment élevé et un rapport épaisseur/corde relativement faible. selon un autre mode de réalisation de la présente invention, les moyens comportent une enveloppe annulaire placée radialement vers l'extérieur du générateur de gaz et formant un contour extérieur. Le contour a des parties avant, intermédiaire et arrière. La partie avant délimite une entrée conçue de manière optimale pour le générateur de gaz. La partie arrière délimite une transition aérodynami- quement continue vers le deuxième anneau de nacelle rotatif. La partie intermédiaire définit le rayon maximum de l'enve- loppe qui est supérieur au rayon de moyeu de chacune des -7- première et deuxième hélices. Selon un autre mode de réalisation, la présente invention est un moteur à turbine à gaz comportant un géné- rateur de gaz pour engendrer des gaz de combustion et des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie des gaz en une poussée motrice nette. Les moyens comprennent une turbine de travail, des première et deuxième hélices contra- rotatives et une nacelle annulaire. La turbine de- travail comprend un premier rotor ayant une série de premières aubes de turbine s'étendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor ayant une série de deuxièmes aubes de turbine s'étendant radialement vers l'intérieur. Les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à définir respecti- vement des surfaces intérieure et extérieure de trajet d'écoulement, pour les gaz de combustion s'écoulant dans la turbine de travail. La turbine de travail reçoit les gaz de combustion et en extrait pratiquement toute la puissance pour entraîner les.premier et deuxième rotors dans des directions opposées. Les première et deuxième hélices contrarotatives comportent chacune une série d'aubes fixées à des premier et deuxième anneaux de nacelle rotatifs à des premier et deuxième rayons respectivement. Les première et deuxième hélices sont directement couplées à et entraînées par les premier et deuxième rotors respectivement, et sont situées radialement vers l'extérieur de la turbine de tra- vail. Chacune des-aubes a un rapport rayon de moyeu à rayon de bout relativement élevé et un rapport épaisseur/corde relativement faible. La nacelle annulaire est située radia- lement vers l'extérieur du générateur de gaz et forme un contour extérieur, lequel comporte des parties avant, inter- médiaire et arrière. La partie avant délimite une entrée conçue de manière optimale pour le générateur de gaz. La partie arrière forne une transition aérodynamiquement conti- nue vers le deuxième anneau de nacelle rotatif. La partie intermédiaire définit le rayon maximum de la nacelle qui est 8 - supérieur au premier et au deuxième rayons. La description qui va suivre se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: figure 1, une vue schématique d'un moteur à tur- bine à gaz selon un mode de réalisation de la présente in- vention, ce moteur comportant une turbine de travail ayant des rotors contrarotatifs qui servent à entraîner des hélices tournant en sens inverse montées à l'arrière; figure 2, un avion comportant deux moteurs à tur- bine à gaz du type représenté figure 1 montés à l'arrière de l'avion; figure 3 une vue montrant un autre agencement utilisable pour monter une turbine à gaz du type représentée figure 1 sur une aile d'un avion; figure 4, une vue d'un moteur à turbine à gaz selon un autre mode de réalisation de la présente invention; figure S, une vue plus détaillée du générateur de gaz du moteur représenté figure 4; figure 6, une vue plus détaillée de la turbine de travail du moteur représenté figure 4; figure 7, une vue agrandie prise le long de la ligne 7-7 de la figure 4. On a représenté figure 1, un moteur à turbine à gaz 10 ou moteur à soufflante non carénée, selon un mode de réalisation de la présente invention. Le moteur 10 comporte un axe longitudinal 12 et une enveloppe annulaire 14 placée coaxialement autour de l'axe 12. Le moteur 10 comporte éga- lement un générateur de gaz classique 16, lequel, par exemple, peut comporter un compresseur de gavage 18, un compresseur 20, une chambre de combustion 22, une turbine haute pression (HP) 24 et une turbine à pression intermé- diaire (PI) 26, tous ces éléments étant disposés coaxiale- ment autour de l'axe longitudinal 12 du moteur 10 dans une disposition en série à écoulement axial. Un premier arbre d'entraînement annulaire 28 relie rigidement le compresseur 9 - à la turbine HP 24. Un deuxième arbre d'entraînement annulaire 30 relie rigidement le compresseur de gavage 18 à la turbine PI 26. En fonctionnement, le générateur de gaz 16 sert à fournir de l'air comprimé, provenant du compresseur de gavage 18 et du compresseur 20, à la chambre de combustion 22 dans laquelle l'air est mélangé à un combustible et est allumé d'une manière appropriée pour engendrer des gaz de combustion. Les gaz de combustion entraînent la turbine HP 24 et la turbine PI 26, lesquels à leur tour entrainent respectivement le compresseur 20 et le compresseur de gavage 18. Les gaz de combustion sont évacués du générateur de gaz 16 à travers la turbine PI 26, à un rayon d'évacuation moyen Rl de l'axe longitudinal 12. Un organe de support annulaire 30 est fixé à l'ex- trémité la plus arrière de l'enveloppe 14 et à l'arrière du générateur de gaz 16. L'organe de support 30 s'étend radia- lement vers l'intérieur et vers l'arrière à partir de l'ex- trémité arrière de l'enveloppe 14. L'organe de support 30 comporte une série de piliers 32 répartis circulairement, s'étendant radialement vers l'intérieur à partir de l'extré- mité arrière de l'enveloppe 14 et un moyeu annulaire 34 fixé rigidement aux extrémités radialement intérieures des piliers 32 et s'étendant vers l'arrière. Les piliers 32 servent à porter le moyeu 34 et à canaliser les gaz de com- bustion provenant du générateur de gaz 16 vers une turbine de travail 36 construite conformément à un mode de réalisa- tion de la présente invention. L'énergie des gaz de combustion évacués du généra- teur de gaz devra être transformé de manière efficace en une poussée motrice nette par les moyens décrits plus en détail ci-après. Ces moyens comportent la turbine de travail 36, ou simplement la turbine basse pression (BP) 36 qui est montée en rotation sur le moyeu 34. La turbine BP 36 comporte un premier rotor en - 10 - tambour annulaire 38 monté en rotation à l'aide de paliers appropriés 40 sur le moyeu 34 aux extrémités avant et arrière 42 et 44 de ce dernier. Le premier rotor 38 comporte une série de premières grilles d'aubes de turbine 46 s'éten- dant radialement vers l'extérieur à partir du rotor sur lequel elles sont réparties circulairement. La turbine BP 36 comporte également un second rotor en tambour annulaire 48 situé radialement à l'exté- rieur du premier rotor 38 et des premières grilles d'aubes 46. Le deuxième rotor 48 comporte une série de deuxièmes grilles d'aubes de turbine 50 s'étendant radialement vers l'intérieur et réparties axialement sur le rotor. Le deuxième rotor 48 est monté en rotation sur le moyeu 34 à l'aide de paliers appropriés 52 situés à des extrémités radialement intérieures de la grille d'aube la plus avant a de la série de deuxièmes grilles d'aubes 50 et à des extrémités radialement intérieures de la grille d'aubes la plus arrière 50b laquelle est montée en rotation sur le premier rotor 38 monté sur le moyeu 34. Comme représenté Figure 1, un trajet d'écoulement annulaire pour les gaz de combustion s'écoulant dans les grilles d'aubes 46 et 50 est délimité par le premier rotor en tambour 38 et le deuxième rotor en tambour 48. En plus de délimiter le trajet d'écoulement, les premier et deuxième rotors en tambour 38 et 48 définissent des surfaces de trajet d'écoulement intérieure et extérieure 38a et 48a, respectivement. De cette manière, la turbine BP 36 est plus légère que les turbines classiques antérieures qui compor- taient des disques relativement importants. Chacune des première et seconde grilles d'aubes de turbine 46 et 50 comportent une série d'aubes de turbine réparties circulairement, les premières grilles d'aubes 46 alternant ou s'intercalant avec les secondes grilles d'aube 50. Les gaz de combustion qui s'écoulent à travers les grilles d'aube 46 et 50 suivent un rayon de trajet d'écou- 2581423- - 11 - lement moyen R2 qui, par définition, représente le rayon d'aube auquel on admet que les charges de travail résul- tantes de la turbine BP 36 sont concentrées. Par exemple, le rayon R2 peut être défini comme le rayon du cercle primitif moyen de toutes les grilles d'aubes de la turbine basse pression 36. Les gaz de combustion qui sont déchargés du géné- rateur de gaz 16 au rayon d'évacuation moyen R1 sont cana- lisés dans les piliers 32 jusqu'à la turbine BP 36. La tur- bine BP 36 sert à détendre les gaz de combustion à travers les première et deuxième grilles d'aube de turbine 46 et 50 suivant le rayon de trajet d'écoulement moyen R2 afin d'ex- traire pratiquement toute la puissance de sortie des gaz pour entraîner les premier et deuxième rotors 38 et 40 en rotation dans des sens opposés à des vitesses de rotation relativement inférieures à celles du premier arbre d'entraî- nement 28. Le générateur de gaz 16 et la turbine BP 36 dispo- sés de la manière décrite ci-dessus permettent de réaliser un nouveau moteur à turbine à gaz perfectionné ayant des rotors tournant en sens inverse pour développer une puis- sance sur l'arbre de sortie à des vitesses de rotation rela- tivement basses. L'une des caractéristiques importantes de la présente invention concerne la disposition complémentaire des éléments du moteur. Plus particulièrement, la turbine HP 24 est disposée à l'arrière de la chambre de combustion 22 pour recevoir en premier les gaz de combustion à une pres- sion relativement élevée qui sont déchargés hors de la cham- bre de combustion. La turbine HP 24 présente le meilleur rendement lorsqu'elle est conçue ainsi que le premier arbre d'entraînement 28 pour tourner à des vitesses d'environ 10.000 à 15.000 t/mn dans un moteur produisant 15.000 che- vaux (11.190 kw). Cette vitesse de rotation utilise de la manière la plus efficace les gaz de combustion à pression élevée qui sortent de la chambre de combustion 22. - 12 Les gaz de combustion après avoir traversé la turbine HP 24 sont à une pression intermédiaire réduite. Les gaz à pression intermédiaire s'écoulent alors à travers la turbine PI 26 qui réduit à nouveau la pression des gaz à une S pression relativement basse tout en extrayant le plus effi- cacement possible la puissance pour faire tourner le deuxiè- me arbre d'entraînement 30 et le compresseur de gavage 18 à des vitesses relativement inférieures à celles de la turbine HP 24. Enfin, les gaz de combustion à basse pression sont canalisés jusqu'à la turbine BP 36 dans laquelle ils se détendent à nouveau et dans laquelle la quasi totalité de leur énergie restante est extraite pour faire tourner les premier et deuxième rotors 38 pour fournir la puissance de 1 sortie disponible sur l'arbre. Il reste peu d'énergie pour la poussée généralement inefficace fournie par les gaz à vitesse relativement élevée dans le jet d'éjection de la turbine BP 36. En outre, étant donné que la turbine BP 36 est le dernier élément du moteur 10, elle est soumise aux gaz de combustion à la plus basse température et par consé- quent les contraintes induites termiquement sont diminuées. Pour extraire de manière plus efficace l'énergie des gaz de combustion dans la turbine BP 36, il est préfé- rable que son rayon de trajet d'écoulement moyen R2 soit supérieur au rayon de décharge moyen R1 du générateur de gaz 16. Dans le mode de réalisation représenté figure 1, le rayon de trajet d'écoulement moyen R2 est environ égal au double du rayon de décharge moyen R1. Cet agencement sert à placer les grilles d'aube de turbine 46 et 50 à un rayon accru par rapport à l'axe longitudinal 12 afin d'augmenter les vitesses tangentielles relatives de ces grilles pour ainsi diminuer la charge sur les aubes pour extraire effica- cement la puissance des gaz qui s'écoulent sur elles. Dans le mode de réalisation représenté à titre d'exemple figure 1, la turbine BP 36 sert à entraîner des - 13 - hélices avant 54 et arrière 56 à pas opposés qui tournent en sens inverse. Plus particulièrement, une grille d'aube arrière 46a s'étendant à partir d'une extrémité la plus arrière du premier rotor 38 s'étend radialement vers l'ex- térieur jusqu'au voisinage de la position radiale du deu- xième rotor 48. Une enveloppe annulaire ou virole est fixée aux extrémités radialement extérieures de la grille d'aube arrière 46a et comporte un anneau redresseur de nacelle rotatif arrière 128 (ou anneau de nacelle) pour régulariser l'écoulement d'air sur la virole. Les pales de l'hélice arrière 56 sont montées de manière appropriée sur la virole 58. De même, les pales de l'hélice avant 54 sont montées de manière appropriée sur une virole annulaire ayant un anneau redresseur de nacelle rotatif avant 126 (ou anneau de nacelle) lequel est fixé à une extrémité avant du deuxième rotor 48. Des moyens appropriés de modification de pas 60 sont prévus pour commander indépendamment le pas de l'hélice avant 54 et celui de l'hélice arrière 58. Chaque anneau de nacelle qui entoure la turbine de travail avec la série de pales d'hélice montées sur l'anneau forment un système d'hé- lice. Une caractéristique très importante de la présente invention réside en ce qu'elle a réalisé un moteur à turbine à gaz 10 comportant une turbine BP 36 qui sert à développer une puissance de sortie et un couple relativement élevés à des vitesses de rotation relativement basses sans utiliser une boîte d'engrenages de réduction. Une boîte d'engrenages de réduction et les accessoires correspondants accroîtraient considérablement le poids et la complexité d'un moteur capable d'engendrer la poussée relativement importante nécessaire pour propulser un avion de transport tel qu'un avion pouvant transporter 150 passagers. Toute perte attri- buable à la boîte d'engrenages diminue le rendement de transmission. Une réduction de vitesse est nécessaire lorsqu'on - 14 - utilise un moteur à turbine à gaz pour entraîner des élé- ments aérodynamiques tels que des soufflantes ou des héli- ces. Une turbine basse pression classique (non représentée) comporte un seul rotor tournant classiquement à des vitesses de l'ordre de 10.000 à 15.000 t/mn. Ces vitesses de rotation doivent être réduites à des vitesses relativement basses, d'environ 1000 à 2000 t/mn pour entraîner les éléments aérodynamiques. Les hélices et les soufflantes sont conçues pour déplacer des quantités d'air relativement importantes à des vitesses axiales relativement lentes pour engendrer une poussée et elles fonctionnent plus efficacement aux vitesses de rotation relativement basses. De plus les basses vitesses de rotation sont nécessaires pour limiter la vitesse héli- coïdale en bout de pale des hélices à des valeurs infé- rieures aux valeurs supersoniques. Conformément à la présente invention, en permet- tant au deuxième rotor 48 de la turbine BP 36 figure 1 de tourner en sens inverse du premier rotor 38, on réalise ainsi deux arbres de sortie, un premier rotor 38 et une deuxième rotor 48 qui tournent environ au quart de la vi- tesse d'une turbine BP classique à un seul rotor ayant une puissance de sortie équivalente, assurant ainsi la réduction de la vitesse. En outre, on obtient une réduction de vitesse supplémentaire en augmentant le nombre de premières et secondes grilles d'aubes de turbine 46 et 50, c'est-à-dire le nombre d'étages. En augmentant le nombre de grilles d'aubes, on diminue la quantité d'énergie extraite par étage. Ceci permet d'obtenir une diminution de la vitesse du rotor et de la chargeaérodynamique sur les aubes de chaque grille. Ainsi, de manière à obtenir les vitesses réduites souhaitées et pour extraire efficacement (en réduisant la charge sur les aubes) pratiquement toute l'énergie restante des gaz de combustion, un nombre accru d'étages serait nécessaire. - 15 - Cependant, on pourrait utiliser un plus petit nombre d'étages pour atteindre cet objectif en utilisant des valeurs accrues du rapport R1/R2 pour fournir des gaz de combustion à la turbine BP 36 avec un plus grand rayon de trajet d'écoulement moyen R2. L'utilisation d'un trop grand nombre d'étages n'est pas souhaitée du fait de leur com- plexité, de leur dimension et de leur poids accru et l'uti- lisation d'une turbine BP 36 ayant un petit nombre d'étages et un rapport R2/R1 relativement élevé est indésirable du fait de la surface frontale accrue et du poids accru qui en découle. Comme décrit ci-dessus et conformément à la pré- sente invention on a déterminé qu'un rapport R2/R1 d'environ 2,0 était préférable. En outre, dans le mode de réalisation représenté figure 1, on préfère utiliser une turbine BP 36 pour entraî- ner les hélices 54 et 56 tournant en sens inverse, qui a environ 14 étages pour obtenir des vitesses d'arbre de sortie des premier et deuxième rotors 38 et 48 d'environ 1200 t/mn. Cette vitesse est bien inférieure aux vitesses de rotation des premier et deuxième arbres d'entraînement 28 et 30. De plus, et selon la présente invention, la turbine BP 36 a un nombre total de grilles d'aube efficace pour main- tenir les vitesses en bout des pales d'hélice en-dessous de la vitesse sonique. La diminution de la vitesse des rotors 38 et 48 de la turbine BP 36 a pour résultat une réduction de deuxième ordre des contraintes centrifuges créées. Par exemple, une diminution d'un quart de la vitesse a pour résultat une diminution des sept seizième des contraintes centrifuges. Ceci est significatif en ce sens que la turbine BP 36 néces- * site moins de matériau pour accommoder les contraintes centrifuges avec pour résultat une turbine BP 36 plus lé- gère. Par exemple, l'utilisation de rotors en tambour 38 et plut6t que de disques diminue de manière significative le poids. L'effet total de l'utilisation d'une turbine contra- - 16 - rotative BP 36 est une réduction significative du poids du moteur si l'on compare à un moteur comportant une turbine BP classique et une boîte d'engrenages de réduction. Les moyens d'amélioration du rendement de trans- mission peuvent aussi comporter un joint 53 qui est situé entre l'enveloppe 14 et le deuxième rotor en tambour 48. Par cet agencement, les fuites ou écoulement des gaz de combus- tion entre l'enveloppe fixe 14 et le rotor 48 seront dimi- nuées. Cet agencement fournit un seul joint dans la zone de pression relativement élevée du trajet d'écoulement à proxi- mité des piliers 32 et de l'avant de la turbine BP 36. Il n'existe pas d'autres zones de fuite de diamètre relati- vement élevé jusqu'à l'arrière de la grille d'aube la plus arrière 50b. A cet endroit, la pression des gaz de combus- tion est très fortement diminuée et ainsi toute fuite dans cette zone sera relativement faible par rapport aux fuites dans des zones situées plus en avant. Les moyens pour améliorer le rendement de trans- mission comportent en outre des hélices 54 et 56 tournant en sens inverse montés à l'arrière du moteur radialement vers l'extérieur à la fois du premier rotor 38 et du deuxième rotor 48. Ces hélices ont un rayon au moyeu R3 et un rayon en bout de pale R4 par rapport à l'axe longitudinal 12. Ce qu'on entend par rayon au moyeu est la distance mesurée à partir de l'axe 12 du moteur jusqu'à la surface extérieure de l'anneau redresseur de nacelle rotatif à partir duquel chaque pale d'hélice s'étend. De la même manière, le rayon en bout de pale est la distance mesurée à partir de l'axe du moteur 12 vers l'extrémité radialement extérieure de chaque pale d'hélice. Le montage des hélices 54 et 56 radialement vers l'extérieur du deuxième rotor 48 augmente le rapport moyeu/bout de pale, R3/R4, des hélices jusqu'à une valeur relativement élevée lorsqu'on compare aux hélices classiques entraînées par des engrenages qui ont classiquement un petit rayon du moyeu et par conséquent un rapport moyeu/bout de - 17 - pale relativement faible. Cet agencement fournit une amélio- ration du rendement aérodynamique. Par exemple, le rapport rayon au moyeu à rayon en bout de pale est supérieur à environ 0,4 et compris entre environ 0,5 et 0,4 dans un mode de réalisation recommandé. En outre, les hélices ne forment pas d'obstruction à l'écoulement des gaz de combustion évacués de la turbine BP 36 ce qui autrement dimuerait le rendement du moteur et nécessiterait des systèmes de refroi- dissement pour empêcher les dégâts thermiques sur les héli- ces 54 et 56. D'autres caractéristiques des pales d'hélice 54 et 56 sont représentées de manière plus détaillée figures 4 et 7. Chaque pale est en flèche vers son extrémité. Cette flèche diminue le nombre de Mach relatif en bout de pale ce qui diminue les pertes pour les vitesses de croisière dépas- sant Mach 0,6. Chaque pale est en outre vrillée du pied jusqu'au bout de pale pour réaliser une bonne orientation de la corde pour augmenter la vitesse de pale avec une augmen- tation du rayon. Chaque pale a un rapport épaisseur (T)/corde (C) relativement faible, comme représenté par la section de pale de la figure 7. Par exemple T/C est infé- rieur à 0,14 au moyeu et d'environ 0,02 en bout de pale. L'utilisation de deux hélices par rapport à une seule hélice permet d'avoir des hélices de diamètre plus faible. Par exemple, pour des vitesses de croisière d'envi- ron Mach 0,7 à Mach 0,8, deux hélices ayant des diamètre d'environ 3,66 m et une vitesse de rotation d'environ 1200 t/mn créeront une poussée équivalente à celle d'une seule hélice ayant 4,88 m de diamètre et une vitesse de rotation d'environ 900 t/mn. Le diamètre réduit a pour résultat des vitesses en bout de pale d'hélice diminuées ainsi qu'un bruit réduit. Dans le mode de réalisation du moteur 10 ayant une turbine de travail avec environ 14 étages, il est aussi recommandé que les rapports R1/R4, R2/R4, et R3/R4 soient - 18 - égaux à environ 0,18, 0,35 et 0,45 respectivement. Cepen- dant, le nombre d'étages de la turbine BP 36 peut être compris entre environ 10 et 18 et R1/R4, R2/R4, et R3/R4 peuvent être respectivement compris entre environ 0,2 et 0,16, 0,4 et 0,3 et 0,5 et 0,4. On préfère utiliser ces rapports pour obtenir un moteur 10 approprié pour entraîner de la manière la plus efficace les hélices contrarotatives 54 et 56 à des vitesses de rotation d'environ 1200 t/mn. Le mode de réalisation du moteur 10 représenté figure 1 offre des avantages supplémentaires. Par exemple, du fait que les hélices 54 et 56 sont montées à l'extrémité arrière du moteur, la région annulaire d'entrée 62 du moteur est relativement dépourvue d'obstructions à l'écoulement. Par conséquent la région d'entrée et une nacelle annulaire 64 entourant le moteur 10 peuvent être conçues de manière appropriée pour obtenir une performance aérodynamique accrue de l'air pénétrant dans le moteur 10 ainsi que de celui qui s'écoule sur lui. La nacelle annulaire 64 contribue au rendement de transmission du moteur 10. La nacelle 64 forme un contour extérieur qui comporte des parties arrières et intermé- diaires 120, 122, et 124 respectivement. Le contour exté- rieur est la seule surface délimitant le trajet d'écoulement de l'air vers les hélices 54 et 56. La partie avant 120 délimite une admission pour la zone d'entrée 62 conçue de manière optimale pour un générateur de gaz 16 sans s'occuper des obstructions à l'écoulement. La partie arrière 124 forme une transition aérodynamiquement continue vers l'anneau redresseur de nacelle rotatif avant 126. La partie intermé- diaire 122 définit le rayon maximum RS de l'enveloppe qui est supérieur au rayon de moyen R3 de l'hélice 54 (R3 étant aussi le rayon de l'anneau de nacelle rotatif avant 126). Avec RS supérieur à R3, l'écoulement sur la nacelle 64 se diffusera lorsqu'il passe par la partie intermédiaire 122 diminuant ainsi la vitesse de l'air à proximité du moyeu de - 19 - l'hélice 54. Ceci diminue les pertes et améliore le rende- ment de l'hélice. On a représenté figure 2 un avion 66 qui comporte deux moteurs 10 entraînant des hélices contrarotatives, du type de celui représenté figure 1 monté à une extrémité la plus arrière de l'avion 66. Des moteurs 10 à hélices contra- rotatives montées à l'arrière selon la présente invention permettent de réaliser un avion 66 ayant des performances accrues et une consommation de combustible améliorée. En outre, les moteurs 10 ont un poids réduit par rapport aux turbopropulseurs classiques dimensionnés pour fournir une poussée identique. On peut obtenir un bruit réduit de l'hélice, ce qui permet de diminuer l'importance des modifi- cations d'atténuation de bruit apportées à l'avion et dimi- nue ainsi le poids total de l'avion. Sur la figure 3, on a représenté un autre agen- cement utilisable pour monter des moteurs 10 à hélices contrarotatives tel celui représenté sur la figure 1 sur une aile 68 d'un avion (non représenté). Dans ce mode de réali- sation, le moyeu 34 du moteur 10 est prolongé vers l'arrière et convenablement monté sur l'aile 68. Un conduit d'éjection annulaire fixe 70 est convenablement fixé au moyeu 34 pour canaliser les gaz éjectés du moteur 10, par exemple en-des- sous de l'aile 68. Le mode de réalisation du moteur 10 représenté figure 3 représente clairement l'avantage impor- tant que présente l'organe de support 30 du moteur. Plus particulièrement, l'organe de support 30 ne sert pas seule- ment à monter la turbine BP 36 dans le moteur 10 mais sert également à fixer l'ensemble de moteur 10 sur une aile 68 d'un avion. On a représenté figure 4 à 7 une vue en coupe plus détaillée d'un moteur à turbine à gaz réel 10 selon un mode de réalisation recommandé de la présente invention. Le moteur 10 comporte un générateur de gaz 16 pour engendrer des gaz de combustion. Une vue détaillée du générateur de - 20 - gaz 16 est représenté figure 5 avec des numéros identiques pour des composants similaires à ceux représentés figure 1. Le moteur 10 comporte en outre des moyens pour transformer efficacement l'énergie des gaz de combustion en une poussée motrice nette, ces moyens comportant la turbine BP 36, des hélices contrarotatives avant et arrière 54 et 56 respectivement et une enveloppe annulaire 64. La turbine de puissance ou turbine BP 36 est représentée de manière plus détaillée figure 6 avec des numéros identiques pour des composants similaires à ceux de la figure 1. Bien que fondamentalement semblable à la tur- bine BP 36 de la figure 1, la turbine BP 36 de la figure 6 comporte plusieurs caractéristiques différentes. Celles-ci sont constituées par une série d'aubes directrices d'entrée 49a situées axialement à l'avant des première et deuxième grilles d'aube 46 et 50. De la même manière des aubes direc- trices de sortie 49b sont situées axialement à l'arrière des grilles d'aube 46 et 50. Les aubes directrices d'entrée 49a servent à imprimer un tourbillon aux gaz de combustion tandis que les aubes directrices de sortie 49b servent à enlever pratiquement tout tourbillon des gaz les traversant. De cette manière, on peut extraire de manière efficace plus de travail des grilles d'aube avant et arrière de la turbine BP 36, améliorant ainsi son rendement. Les pales des hélices contrarotatives arrière et avant 56 et 54 sont fixées aux premier et deuxième anneaux redresseurs de nacelle rotatifs 128 et 126, à des premier et deuxième rayons R6 et R7 respectivement. Les rayons R6 et R7 correspondent aux rayons du moyeu des hélices 56 et 54 respectivement. L'hélice arrière 56 est directement couplée à et entraînée par le premier rotor 38 et l'hélice avant 54 est directement couplée à et entraîné par le deuxième rotor 48. Les anneaux de nacelle 126 et 128 forment les seules surfaces permettant de régler l'écoulement d'air dans la région des pales d'hélice. - 21 - Les hélices contrarotatives 54 et 56 sont situées radialement à l'extérieur de la turbine BP 36. Dans un mode de réalisation recommandé, chaque hélice avant 54 et hélice arrière 56 est placée axialement entre des extrémités avant et arrière de la turbine BP 36. De cette manière, on obtient une stabilité dynamique améliorée du moteur. Une série de piliers 32 est située à l'avant de la turbine BP 36 et ces piliers s'étendent radialement vers l'intérieur dans le trajet d'écoulement et sont fixés de manière rigide par leur extrémité radialement intérieure au moyeu annulaire 34. De cette manière, les piliers 32 servent à la fois pour supporter le moyeu 34 et canaliser les gaz de combustion provenant du générateur de gaz vers la turbine BP 36. Le prehier rotor en tambour annulaire 38 comporte des éléments de support 130, 132 et 134 s'étendant radiale- ment vers l'intérieur. Chaque élément de support est généra- lement en forme de cône avec les extrémités radialement intérieures des éléments 130 et 132 reliées par un élément de support de forme générale cylindrique 136. Le rotor 38 est monté en rotation sur le moyeu 34 au moyen d'un palier à rouleaux 138 et d'un palier de butée 139. Le palier à rou- leaux 138 est situé généralement dans la partie avant de la turbine BP 36 à la liaison des éléments 130 et 136. Le palier de butée 139 est situé dans la partie généralement arrière de la turbine BP 36 à l'extrémité radialement inté- rieure de l'élément de support 134. Le moyeu 34 est muni d'une partie avant généralement cylindrique 34a et d'une partie arrière généralement cylindrique 34b s'étendant radialement à partir du moyeu 34 à proximité respectivement des paliers 138 et 139. De cette manière, le moyeu 34 fournit un support amélioré au rotor 38. Le deuxième rotor 48 comporte des éléments de support généralement coniques 140 et 142. Le rotor 48 est fixé à l'élément de support 136 du rotor 38 par des paliers - 22 - de butée différentiels 144 et par un palier à rouleaux différentiel 146. Le palier de butée différentiel 144 est situé à l'extrémité radialement intérieure de l'élément de support 140 et le palier à rouleaux différentiel 146 est situé à l'extrémité radialement intérieure de l'élément de support 142. En fonctionnement, le rotor 38 tournera autour du moyeu annulaire 34 dans une première direction. Au même moment, le rotor 48 tournera dans une deuxième direction opposée à la première direction. En utilisant des paliers différentiels 144 et 146, on maintient le rotor 48 en rela- tion espacée axialement et radialement avec le rotor 38 tout en permettant qu'il tourne simultanément en sens inverse par rapport à ce dernier. La figure 6 représente en outre un mécanisme de modification de pas 150. Bien que l'on ait décrit ici les modes de réalisa- tions recommandés de la présente invention, d'autres modes de réalisation apparaîtront clairement à l'homme de l'art à partir de la description ci-dessus. Par exemple, le générateur de gaz 16 de la figure 1 peut être utilisé sans compresseur de gavage et turbine PI 26 pour engendrer les gaz de combustion. En outre, dans la mesure o la turbine contrarotative BP 36 sert à fournir une puissance de sortie et un couple relativement important à de faibles vitesses, les moteurs à turbine à gaz incor- porant ces turbines peuvent être utilisés pour entraîner des navires, des générateurs et des grosses pompes, par exemple, qui peuvent être conçus pour avoir des arbres d'entrée contrarotatifs fixés de manière appropriée aux premier et deuxième rotors 38 et 48 de la turbine BP 36. En outre, bien que l'invention ait été décrite comme étant appliquée à un moteur ayant une puissance d'arbre de 15.000 chevaux (11.190 kw), elle peut être aussi dimensionnée pour d'autres classes de moteur. Par exemple, - 23 - dans un moteur plus petit ayant une puissance d'arbre de 1500 chevaux (119 kws), des hélices 54 et 56 plus courtes, la turbine HP 24 sera conçue pour fonctionner à environ 30.000 t/mn. Le premier rotor 38 et le deuxième rotor 48 de la turbine BP 36 de la figure 1 seront de manière correspondante conçus pour fonctionner avec environ une réduction de 10 à 1 de la vitesse, c'est-à-dire à environ 3.000 t/mn. Les hélices 54 et 56 bien que fonctionnant à environ 3.000 t/mn auront des rayons en bout de pale R4 diminués et par conséquent les vitesses en bout d'hélice pourront être maintenues en-dessous des vitesses supersoniques. - 24 - REVENDICArIONS 1. Moteur à turbine à gaz caractérisé en ce qu'il comprend: - un générateur de gaz (16) servant à engendrer S des gaz de combustion; - une turbine de travail (36) comportant un pre- mier rotor (38) qui porte une série de premières grilles d'aubes de turbine (46) s'étendant radialement vers l'exté- rieur à partir du premier rotor et un second rotor (48) qui porte une série de deuxièmes grilles d'aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur à partir du deuxième rotor, dans lequel les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à délimiter des surfaces de trajet d'écoulement intérieure (38a) et extérieure (48a) respecti- vement, pour les gaz de combustion s'écoulant à travers la turbine de travail; et la turbine de travail recevant les gaz de combustion et en extrayant pratiquement toute la puissance de sortie pour entraîner les premier et deuxième rotors dans des sens opposés; - une enveloppe annulaire (14) disposée autour du générateur de gaz (16); et - un joint (53) placé entre l'enveloppe (14) et le deuxième rotor (48) pour diminuer l'écoulement des gaz de combustion au travers. 2. Moteur à turbine à gaz avec un axe longitudinal (12), caractérisé en ce qu'il comprend: - une enveloppe annulaire (14) disposée coaxia- lement autour de l'axe (12); - un générateur de gaz (16) disposé dans l'enve- loppe (14) et comprenant un compresseur (20), une chambre de combustion (22) et une turbine haute pression (24) disposés en série, la turbine haute pression (24) servant pour rece- voir en premier les gaz de combustion provenant de la chambre de combustion (22) pour entraîner le compresseur (20) par l'arbre (28), fixé rigidement au - 25 - compresseur, le générateur de gaz (16) éjectant les gaz de combustion engendrés par lui pratiquement à un rayon de décharge moyen (R1) de l'axe longitudinal (12) et vers l'arrière; S - une turbine de travail (36) placée coaxialement autour de l'axe longitudinal et comportant: un premier rotor en tambour (38) disposé de manière à définir une surface (38a) de trajet d'écoulement intérieure pour les gaz de com- bustion s'écoulant dans la turbine de travail; une série de premières grilles (46) d'aubes de turbine s'étendant radialement vers l'exté- rieur à partir du premier rotor et espacées axialement; 15. un deuxième rotor en tambour (48) disposé de manière à définir une surface (48a) de trajet d'écoulement extérieure pour les gaz de com- bustion s'écoulant dans la turbine de travail et situé radialement vers l'extérieur du premier rotor et de la première grille d'aubes de turbine; et une série de deuxième grilles d'aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur à partir du deuxième rotor et réparties en alternance avec les aubes respec- tives de la série de premières grilles d'aubes de turbine (46); la turbine de travail recevant les gaz de combustion provenant du générateur de gaz et détendant ces gaz à travers les première et deuxièmes grilles d'aubes de turbine (46, 50) le long d'un rayon de trajet d'écoulement moyen (R2) pour en extraire pratiquement toute la puissance de sortie pour entraîner les premier et deuxième - 26 - rotors dans des sens opposés à des vitesses relativement inférieures à celles de l'arbre d'entraînement (28); un joint (53) placé entre l'enveloppe (14) et le deuxième rotor (48) pour diminuer l'écoule- ment des gaz de combustion au travers; et des première et deuxième hélices (54, 56) contrarotatives entraînées par les premier et deuxième rotors respectivement. 3. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 2, caractérisé en ce que les premier et deuxième rotors (38, 48) de la turbine de travail (36) entraînent les première et deuxième hélices contrarotatives (54, 56) et que le nombre total de premières et deuxièmes grilles d'aubes est infé- rieur à environ 18 et supérieur à environ 10. 4. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 3, caractérisé en ce que les hélices (54, 56) ont un rayon en bout de pale (R4) et un rayon au moyeu (R3); et en ce que le rayon de décharge moyen (RI) du générateur de gaz, le rayon de trajet d'écoulement moyen (R2) de la turbine de travail et le rayon au moyeu des hélices ont des valeurs par rapport au rayon en bout de pale comprises entre environ 0,2 et 0,16, 0,4 et 0,3, 0,5 et 0,4, respectivement, correspon- dant à un nombre total de premières et deuxièmes grilles d'aubes de turbine supérieur à 10 et inférieur à 18, respec- tivement. 5. Moteur à turbine à gaz caractérisé en ce qu'il comporte: - un générateur de gaz (16) pour engendrer des gaz de combustion; et - des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie desdits gaz en une poussé motrice nette, ces moyens comportant: a) une turbine de travail (36) comportant un premier rotor (38) ayant une série de premières - 27 - grilles d'aubes de turbine (46) s'étendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor (48) ayant une série de deuxièmes grilles d'aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur, dans laquelle: i) les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à définir les sur- faces de trajet d'écoulement intérieures (28a) et extérieures (48a) respective- ment pour les gaz de combustion s'écou- lant à travers la turbine de travail; et ii) la turbine de travail (36) reçoit les gaz de combustion et en extrait prati- quement toute la puissance de sortie pour entraîner les premier et deuxième rotors dans des sens opposés; b) des première et deuxième hélices contrarota- tives (54, 56), chacune comportant une série de pales fixées à des premier (128) et deuxième (126) anneaux redresseurs de nacelle rotatifs respectivement, dans lesquels: i) les première et deuxième hélices sont directement couplées à et entraînées pars les premier et deuxième rotors respec- tivement et sont placées radialement à l'extérieur de la turbine de travail, et ii) chacune des pales a un rapport de rayon au moyeu à rayon en bout de pale rela- tivement élevé. 6. Moteur à turbine à gaz caractérisé en ce qu'il comporte: - un générateur de gaz (16) pour engendrer des gaz de combustion; et - des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie desdits gaz en une poussé motrice nette, ces - 28 - moyens comportant: a) une turbine de travail (36) comportant un premier rotor (38) ayant une série de pre- mières aubes de turbine (46) s'étendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor (48) ayant une série de deuxièmes aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur, dans laquelle: i) les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à définir des sur- faces de trajet d'écoulement intérieure (38a) et extérieure (48a) respective- ment pour les gaz de combustion s'écou- lant à travers la turbine de travail; et ii) la turbine de travail reçoit les gaz de combustion et en extrait pratiquement toute la puissance de sortie pour entraîner les premier et deuxième rotors dans des sens opposés; b) des première et deuxième hélices (54, 5-6) contrarotatives, chacune comportant une série de pales fixée à des premier (128) et deuxième (126) anneaux redresseurs de nacelle rotatifs, à des premier (R6) et deuxième (R7) rayons respectivement dans lesquelles: i) Les première et deuxième hélices sont directement couplées à et entraînées par les premier et deuxième rotors respecti- vement, et ont placées radialement vers l'extérieur de la turbine de travail; et ii) chacune des pales a un rapport rayon au moyeu à rayon en bout de pale relati- vement élevé et un rapport (T/C) épais- seur/corde relativement faible; c) une nacelle annulaire (64) placée radialement - 29 - à l'extérieur du générateur de gaz et formant un contour extérieur, le contour ayant des parties avant 120, intermédiaire (122) et arrière (124) dans lequel: i) la partie avant (120) définit une entrée (62) conçue de manière optimale pour le générateur de gaz; ii) la partie arrière (124) forme une tran- sition aérodynamiquement continue vers le deuxième anneau redresseur rotatif (126); iii) la partie intermédiaire (122) définit le rayon maximum (RS) de la nacelle qui est supérieur à chacun des premier (R6) et deuxième (R7) rayons. 7. Moteur à turbine à gaz caractérisé en ce qu'il comporte: - un générateur de gaz (16) pour engendrer des gaz de combustion; et - des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie desdits gaz en une poussé motrice nette, ces moyens comportant: a) une turbine de travail (36) comportant un premier rotor (38) ayant une série de pre- mières grilles d'aubes de turbine (46) s'é- tendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor (48) ayant une série de deuxièmes grilles d'aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur, dans laquelle: i) les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à définir des surfaces de trajet d'écoulement intérieure (38a) et extérieure (48a) respectivement pour les gaz de combustion s'écoulant à travers la - 30 - turbine de travail; et ii) la turbine de travail reçoit les gaz de combustion et en extrait pratiquement toute la puissance de sortie pour en- traîner les premier et deuxième rotors dans des sens opposés; b) des première et deuxième hélices (54, 56) contrarotatives, chacune comportant une série de pales fixée à des premier (126) et deuxième (128) anneaux redresseurs de nacelle rotatifs, à des premier (R6) et deuxième (R7) rayons respectivement, dans lesquelles: i) Les première et deuxième hélices sont directement couplées à et entraînées par les premier et deuxième rotors respecti- vement, et placées radialement vers l'extérieur de la turbine de travail; et ii) chacune des pales a un rapport rayon au moyeu à rayon en bout de pales relative- ment élevé et un rapport (T/C) épaisseur corde relativement faible; c) une nacelle annulaire (64) placée radialement à l'extérieur du générateur de gaz et formant un contour extérieur, ledit contour exterieur formant la seule surface définissant le trajet d'écoulement d'air vers les hélices, le contour ayant des parties avant (120) intermédiaire (122) et arrière (124) dans lesquelles: i) la partie avant (120) définit une entrée (62) conçue de manière optimale pour le générateur de gaz; ii) la partie arrière (124) forme une tran- sition aérodynamiquement continue vers le - 31 - deuxième anneau redresseur rotatif; iii) la partie intermédiaire (122) définit le rayon maximum (R5) de la nacelle qui est supérieur à chacun des premier (R6) et deuxième (R7) rayons. 8. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que la turbine de travail comporte en outre une série d'aubes directrices d'entrée (49a) situées axialement à l'avant des premières (46) et deuxièmes (50) grilles d'aubes, les aubes directrices d'entrée ayant pour effet d'imprimer un tourbillon aux gaz de combustion; et une série d'aubes directrices de sortie (49b) située axialement à l'arrière des première et deuxième grilles d'aubes, les aubes directrices de sortie ayant pour effet de supprimer pratiquement tout tourbillon des gaz les traversant. 9. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte en outre: d) un joint (53) placé entre l'enveloppe (64) et le deuxième rotor (48) pour diminuer l'écou- lement des gaz de combustion au travers. 10. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que le nombre total de premières et deuxièmes grilles d'aubes est inférieur à 18 et supérieur à ; les gaz de combustion sont éjectés à partir du générateur de gaz à un rayon moyen de décharge (R1) de l'axe longitudinal du moteur; ces gaz sont dilatés dans la turbine de travail le long d'un rayon de trajet d'écoulement moyen (R2); et la valeur du rayon de trajet d'écoulement moyen est environ le double de celle du rayon de décharge moyen. 11. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que le rapport entre le rayon au moyeu et le rayon en bout de pale est supérieur à environ 0,4 et le nombre total de premières et deuxièmes grilles d'aubes est inférieur à 18 et supérieur à 10. - 32 - 12. Moteur à turbine à gaz selon la revendication Il, caractérisé en ce que le rapport entre le rayon au moyeu et le rayon en bout de pale est compris entre 0,5 et 0,4. 13. Moteur à turbine à gaz selon le revendication 7, caractérisé en ce que le rapport épaisseur/corde des pales d'hélice est inférieur à 0,14 au moyeu et d'environ 0,02 en bout de pale. 14. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7, caractérisé en ce que chacune des première et deuxième hélices contrarotatives est placée axialement entre les extrémités avant et arrière de la turbine de travail (26). 15. Moteur à turbine à gaz caractérisé en ce qu'il comporte: - un générateur de gaz (16) pour engendrer les gaz de combustion ayant une enveloppe annulaire (64) placée autour de lui; et - des moyens pour transformer de manière efficace l'énergie des gaz en poussée motrice nette, ces moyens comportant: a) une turbine de travail (36) comportant un premier rotor (38) ayant une série de pre- mières grilles d'aubes de turbine (46) s'é- tendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor (48) ayant une série de deuxièmes grilles d'aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur, dans lesquelles: i) les premier et deuxième rotors sont disposés de manière à définir des sur- faces de trajet d'écoulement intérieure (38a) et extérieure (48a) respectivement pour les gaz de combustion s'écoulant à travers la turbine de travail; et ii) la turbine de travail reçoit les gaz de combustion et en extrait pratiquement - 33 - toute la puissance de sortie pour entraîner les premier et deuxième rotors dans des sens opposés; iii) le nombre total de premières et deu- s xièmes grilles d'aubes est inférieur à 18 et supérieur à 10; et iv) les gaz de combustion sont éjectés à partir du générateur de gaz à un rayon moyen de décharge (R1) de l'axe longitu- dinal du moteur, ces gaz sont détendus dans la turbine de travail le long d'un rayon de trajet d'écoulement moyen (R2); et le rayon de trajet d'écoulement moyen étant environ le double du rayon de décharge moyen. b) des première et deuxième hélices (54, 56) contrarotatives, chacune comportant une série de pales fixée à des premier (128) et deu- xième (126) anneaux de nacelle redresseurs rotatifs, à des premier (R6) et deuxième (R7) rayons respectivement dans lesquels: i) les première et deuxième hélices sont directement couplées à et entraînées par les premier et deuxième rotors respecti- vement, et placées radialement vers l'extérieur de la turbine de travail; et ii) chacune des pales ayant un rapport entre le rayon au moyeu et le rayon en bout de pale supérieur à 0,4 et un rapport épaisseur/corde inférieur à 0,14 au moyeu; c) une nacelle annulaire (64) placée radialement à l'extérieur du générateur de gaz et-formant un contour extérieur, le contour ayant des parties avant (120) intermédiaire (123) et - 34 - arrière (124) dans lesquelles: i) la partie avant définit une entrée (62) conçue de manière optimale pour le générateur de gaz; ii) la partie arrière forme une transition aérodynamiquement continue vers le deuxième anneau redresseur rotatif; iii) la partie intermédiaire définit le rayon maximum de la nacelle qui est supérieur à chacun des premier (R6) et deuxième (R7) rayons. d) un joint (53) placé entre l'enveloppe et le deuxième rotor pour diminuer l'écoulement de gaz de combustion au travers. 16. Moteur à turbine à gaz selon la revendication , caractérisé en ce que la turbine de travail comporte en outre une série d'aubes directrices d'entrée (49a) située axialement à l'avant des premières et deuxièmes grilles d'aubes, les aubes directrices d'entrée ayant pour effet d'imprimer un tourbillon aux gaz de combustion; et une série d'aubes directrices de sortie (49b) située axialement à l'arrière des premières et deuxièmes grilles d'aubes, les aubes directrices de sortie ayant pour effet de supprimer pratiquement tout tourbillon des gaz les traversant. 17. Moteur à soufflante non carénée pour avion subsonique, caractérisé en ce qu'il comporte: a) un générateur de gaz (16) comportant un compresseur (20), une chambre de combustion (22) et une turbine haute pression (24) pour entraîner le compresseur. b) une turbine de travail (36) pour recevoir les gaz chauds éjectés en provenance de la tur- bine haute pression; c) la turbine de travail comportant un premier rotor (38) ayant une série de grilles d'aubes - 35 - de turbine (46) s'étendant radialement vers l'extérieur et un deuxième rotor (48) ayant une série de grilles d'aubes de turbine (50) s'étendant radialement vers l'intérieur et intercalées avec les grilles d'aubes du premier rotor, d) les premier et deuxième rotors ayant des surfaces intérieure et extérieure générale- ment annulaires définissant le trajet d'écou- lement des gaz chauds s'écoulant dans la turbine de travail, et e) des premier et deuxième systèmes d'hélice, (54, 56) chacun ayant un anneau redresseur de nacelle annulaire (126, 128) entourant la turbine de travail et une série de pales d'hélices montées sur l'anneau, f) l'un (128) des anneaux étant monté sur et entraîné directement par le premier rotor (38) de la turbine de travail et le deuxième (126) des anneaux étant monté sur et entraîné directement par le deuxième rotor (48) de la turbine de travail, grâce à quoi lesdits rotors font tourner les hélices dans des sens opposés, g) la turbine de travail ayant pour effet de supprimer pratiquement toute l'énergie utili- sable des gaz la traversant de sorte que les pales d'hélices sont entraînées de manière à produire pratiquement toute la poussée engen- drée par le moteur. 18. Moteur à soufflante non carénée selon la revendication 17, caractérisé en ce que le moteur comporte en outre une nacelle (64) entourant le générateur de gaz (16) et formant la seule surface guidant l'air vers les pales d'hélice et les anneaux redresseurs de nacelle formant Z581423 - 36 - les seules surfaces réglant l'écoulement d'air dans la zone des pales. 19. Moteur à soufflante non carénée selon la revendication 17, caractérisé en ce que la turbine de tra- vail (36) comporte un nombre total de grilles d'aubes suffi- sant pour maintenir les vitesses en bout de pales des hé- lices en dessous de la vitesse du son.