FR 2652387 A1 19910329 FR 8912630 A 19890927 La présente invention concerne un moteur à turbine à gaz destiné à la propulsion d'un avion, du genre comportant un générateur de gaz qui alimente deux turbines de travail lentes contrarotatives, imbriquées. FR-A-2 535 394 décrit un moteur à turbine à gaz de ce type dans lequel les turbines de travail sont disposées en aval du générateur de gaz et sont entraînées directement par les gaz chauds sortant dudit générateur. Lesdites turbines entrainent directement sans réducteur, soit deux étages d'hélices contrarotatives, soit deux étages de soufflantes carénées par lesquelles est assurée la propulsion. Deux solutions de montage sont proposées. L'une prévoit de disposer les hélices ou les soufflantes a l'arrière du moteur, ce qui présente des inconvénients et des difficultés lors d'un montage sous les ailes d'un avion. L'autre prévoît de les disposer à l'avant du moteur, ce qui impose, pour l'entraînement, des arbres de liaison dont la mise en place comporte également des inconvénients. FR-A2 560 642 décrit un moteur a turbine à gaz du même type dans lequel un compresseur de gavage à contrarotation est associé aux soufflantes avant contrarotatives. Un dispositif de réglage du pas des aubes d'un étage de soufflante est adjoint, permettant d'obtenir une inversion du flux. FR-A-2 606 081 décrit un moteur à turbine à gaz du genre précité dans lequel, par rapport au sens de déplacement de l'avion, les gaz circulent dans le générateur de gaz à partir d'une chambre annulaire disposée à l'arrière, vers l'avant et audit générateur de gaz est associée une manche 2 2652387 d'entrée d'air composée d'une multiplicité de canaux disposés circonférentiellement autour de l'enveloppe externe du moteur et débouchant dans ladite chambre et dont le sens de circulation des gaz chauds sortant dudit générateur de gaz est inversé pour repartir vers les turbines de travail de l'avant vers l'arrière de telle sorte que la disposition interne du moteur comporte en partant de l'avant vers l'arrière par rapport au sens de déplacement de l'avion propulsé, successivement: - en superposition radiale partielle, les turbines contrarotatives imbriquées de travail et le conduit axial de sortie du générateur de gaz, - les étages de turbine du générateur de gaz, - la chambre de combustion, - les étages de compression du générateur de gaz, la chambre annulaire d'entrée d'air du générateur de gaz. - Selon ce document, les turbines de travail contrarotatives sont associées à deux étages d'hélices contrarotatives placées au même niveau longitudinal, le moteur constituant ainsi un turbopropulseur à hélices avant du type dit "propfan tracteur". La présente invention a pour but de présenter une variante du moteur précédemment décrit dans laquelle les soufflantes amont ne sont plus disposées en superposition radiale avec les turbines de travail et le conduit axial de sortie du générateur de gaz mais en avant des turbines de travail ce qui permet de réaliser un moteur possédant le même taux de dilution avec un maître-couple beaucoup moins important. L'invention a également pour but de réaliser un sous- ensemble modulaire comportant les turbines de travail 3 2652387 contrarotatives et les soufflantes de telle sorte que ledit sous-ensemble soit plus facilement séparable du générateur de gaz par l'avant. L'invention a aussi pour but de réaliser un groupe turboréacteur à faible traînée et dont le montage en turboréacteur tracteur sous l'aile d'un avion est facilité. L'invention a donc pour objet un moteur à turbine à gaz destiné à la propulsion d'un avion, du genre comportant un générateur de gaz qui alimente deux turbines de travail lentes contrarotatives entrainant deux soufflantes et dans lequel, par rapport au sens de déplacement de l'avion, les gaz circulent dans le générateur de gaz de l'arrière vers l'avant puis de l'avant vers l'arrière dans les turbines libres, caractérisée en ce qu'à la turbine libre radialement interne est associée un arbre central s'étendant vers l'avant du moteur et supportant un disque portant la soufflante avant tandis qu'à la turbine libre radialement externe est associée un tambour avant monté tournant entre l'arbre de soufflante avant et une structure fixe du moteur, ledit tambour portant la soufflante arrière de telle sorte que le moteur comprend de l'avant vers l'arrière et successivement: - la soufflante avant - la soufflante arrière et en superposition radiale la manche d'entrée d'air du générateur de gaz, ladite manche étant formée de canaux disposés à l'intérieur de l'enveloppe externe du moteur, - les turbines libres imbriquées et en superposition radiale, le conduit axial du générateur de gaz, - la turbine du générateur de gaz - la chambre de combustion - le compresseur du générateur de gaz une chambre annulaire d'entrée d'air du générateur de gaz. Selon une particularité de l'invention, la soufflante avant peut comporter un anneau intermédiaire à mi-hauteur des pales de la soufflante et des aubes intermédiaires peuvent être disposées entre l'anneau externe et l'anneau intermédiaire, formant une grille radialement externe de soufflante avant possédant un nombre de pales double de celui de la grille interne. D'autres caractéristiques seront précisées dans le complément de description qui va suivre accompagné de planches de dessins parmi lesquelles: - la figure 1 est une demi- coupe longitudinale axiale d'un turboréacteur selon l'invention; - la figure 2 est une vue de l'avant de la soufflante amont dans un mode de réalisation comportant un anneau intermédiaire et une couronne externe possédant un nombre d'aubes supérieur à celui de la couronne interne; - la figure 3 schématise un mode de réalisation possible d'un moyen de variation de la section secondaire disposé en aval de la soufflante arrière. Sur la figure 1, qui représente une réalisation d'une turbosoufflante avant, le moteur à turbine à gaz 1 est relié à la structure de l'avion propulsé, représenté par une aile 2, par un mât-pylône 3 dont la structure 4 est solidaire de l'enveloppe externe 5 du moteur et qui comporte un pylône-support 6 auquel sont fixés des bras- support 7a et 7b. L'enveloppe externe 5 du moteur comporte une partie avant 5a et une partie arrière 5b de forme aérodynamiquement profilée, généralement conique. Avant et arrière sont définis par rapport au sens de déplacement de l'avion propulsé selon la flèche F indiquée sur la partie avion. Sur ladite enveloppe externe 5 du moteur sont disposés circonférentiellement une multiplicité de canaux 8 formant une manche d'entrée d'air et débouchant dans une première chambre annulaire 9 de tranquillisation. Dans les canaux 8, l'air circule de l'avant vers l'arrière et à partir de la chambre 9 l'air subit une première inversion de sens de circulation pour circuler de l'arrière vers l'avant en entrant dans un générateur de gaz 10 qui comporte les éléments connus et classiques mais disposés successivement de manière particulière à la présente invention en partant de l'arrière vers l'avant: un compresseur axial multiétagé 11 à basse pression, puis un compresseur axial multiétagé 12 a haute pression d'o l'air comprimé passe dans une chambre de combustion annulaire 13 qui alimente en gaz chauds les turbines d'entrainement des compresseurs, respectivement à haute pression 14 et à basse pression 15. Le générateur de gaz 10 ainsi constitué est supporté et relié au pylône-support 6 par les bras-supports 7a et 7b fixés à l'enveloppe externe 16 du générateur de gaz au niveau du carter de compresseur, ce qui présente l'avantage de disposer les points de fixation en zone froide. Le générateur de gaz 10 est prolongé vers l'avant par un conduit axial 17 de sortie des gaz qui les achemine à une seconde chambre annulaire 18 à partir de laquelle les gaz subissent une seconde inversion du sens de circulation pour circuler de l'avant vers l'arrière en entrant dans les étages de turbines de travail disposées en superposition radiale externe audit conduit 17. Un premier rotor de turbine 19 comporte plusieurs étages d'aubes 19a, 19b, 19c, 19d, 19e, 6 2652387 19f dont les bases sont fixées du côté radialement interne un tambour interne 19g dont l'extrémité aval forme une portée cylindrique 19h entre laquelle et une virole structurelle 20 est disposé un palier 21. L'extrémité radialement externe des aubes 19a du premier étage de la turbine libre 19 est reliée par un voile conique 22 délimitant la chambre 18 à un arbre central 23 s'étendant vers l'avant 5a du moteur et supportant un disque 24 portant la soufflante avant 25. Dans le mode de réalisation repésenté ici, la soufflante 25 comporte un anneau externe 26 de canalisation du flux secondaire et un anneau intermédiaire 27 formé par des nageoires des pales 28. L'anneau intermédiaire 27 délimite une grille externe qui, dans la variante montrée à la figure 2, comporte entre chaque paire d'aubes 28a une aube intermédiaire 28b de sorte que la grille externe comporte deux fois plus de pales que la grille interne, cette disposition visant à accroître la résistance de la roue vis à vis de l'ingestion. Cette soufflante de conception monobloc est réalisée en matériaux composites. Le second rotor 29 de turbine lente comporte six étages 29a à 29f reliés par un tambour externe 29g comportant une partie avant en forme de voile conique 30 se terminant en virole cylindrique supportant par une bride 31 le disque 32 de la soufflante arrière 33. Celle-ci comporte des pales 34 et un anneau externe 35 tournant en sens opposé e l'anneau 26 de la soufflante avant. Dans la partie basse des pales 34, la soufflante 33 comporte une plateforme intermédiaire 36 formant un anneau disposé dans le prolongement amont de l'enveloppe externe 5 du moteur et réalisant une manche 37 annulaire d'entrée d'air pour les canaux 8 d'entrée d'air du flux chaud. Cette soufflante, de conception monobloc est également réalisée en matériaux composites. L'ensemble turbine 29/arbre de soufflante 30 est monté tournant à l'avant à l'intérieur d'un voile conique avant structurel 38 du moteur au moyen d'un palier amont 39 et à l'arrière sur l'extérieur de la virole structurelle 20 par un palier 40. Un palier amont 41 disposé entre l'arbre central 23 de la soufflante avant et l'arbre 30 de-la soufflante arrière permet la rotation de l'arbre 23. En arrière des turbines de travail 19 et 29, le conduit annulaire 42 de sortie des gaz se raccorde sur une multiplicité de canaux 43 qui débouchent à l'extérieur de l'enveloppe externe du moteur autour de laquelle ils sont disposés circonférentiellement, intercalés entre les canaux 8 d'entrée d'air. Tel que décrit ci-dessus, l'ensemble formé par les turbines libres 19, 29 et les soufflantes 25 et 33 forment un tout modulaire qui peut facilement être désolidarisé par l'avant du générateur de gaz 10 au niveau des labyrinthes 44, 45, 46 qui assurent l'étanchéité entre les parties tournantes et la partie structurelle du moteur. Dans le mode de réalisation des soufflantes qui a été décrit ci-dessus, les soufflantes 25 et 33 ont des aubes à calage fixe. Comme déja évoqué précédemment elles sont préférablement réalisées monobloc en matériau composite, ce qui permet des applications à des moteurs à très grand taux de dilution, la vitesse périphérique de la carène étant inférieure à 200 m/s. Cette solution a pour intérêt la réduction potentielle de masse qui en résulte. 8 2652387 Avec des soufflantes à calage fixe, il peut être intéressant de réaliser une variation de section du flux secondaire permettant de contrebalancer l'absence de calage variable des aubes. Cette variation de section de sortie de la tuyère secondaire peut être réalisée au moyen d'un dispositif déformable 47 (schématisé en pointillés sur la figure 1) porté par la partie amont de l'enveloppe externe 5 du moteur. Le dispositif déformable peut être constitué par une peau annulaire externe gonflable radialement par des moyens aéro-ou hydrodynamiques. Dans le mode de réalisation représenté à la figure 3, le dispositif déformable 47 peut être constitué par un ensemble annulaire de volets longitudinaux 48 menants, articulés à leur bord amont sur l'enveloppe externe 5 et dont le bord aval comporte une charnière 49 d'articulation avec des volets menés 50 situés en aval et dont le bord aval coulisse dans des glissières longitudinales 51 de l'enveloppe 5. Les volets 48, 50 peuvent être déplacés par vérins pour former un col à section variable avec la partie aval de l'anneau externe arrière 35 et permettre la variation de section de la veine secondaire. Un moteur tel qu'ici décrit peut être doté d'un système d'inversion du flux secondaire formé de panneaux 52 articulés sur leur bord aval sur l'enveloppe 5 et déplaçables radialement par vérins pour venir obturer partiellement l'écoulement secondaire et assurer la fonction de reverse du flux froid. Le mode de réalisation des soufflantes décrit ci-dessus montre des soufflantes monoblocs. Il est évident que les soufflantes peuvent être réalisées classiquement avec des aubes séparables montées dans des encoches des disques 24 et 32 tandis que les anneaux 26 et sont réalisés sous forme d'assemblage de plate-formes supérieurs des aubes. Dans le cas o les aubes sont unitaires, les soufflantes peuvent être munies d'un dispositif de calage variable desdites aubes,ce qui évite la nécessité d'un dispositif déformable de variation de la section de la veine secondaire. Une telle structure trouve son intérêt dans le fait de pouvoir réaliser des moteurs à très grand taux de dilution à soufflantes tractrices avec un faible maitre-couple, ce qui facilite leur montage suspendu sous les ailes d'un avion, ce type de montage étant particulièrement nécessaire pour les avions quadriréacteurs. REVENDICATIONS 1. Moteur à turbine à gaz destiné à la propulsion d'un avion, du genre comportant un générateur de gaz (10) qui alimente deux turbines de travail lentes et contrarotatives (19, 29) entrainant deux soufflantes (25, 33) et dans lequel, par rapport au sens de déplacement de l'avion, les gaz circulent dans le générateur de gaz de l'arrière vers l'avant puis de l'avant vers l'arrière dans les turbines libres, caractérisé en ce qu'à la turbine libre radialement interne (19) est associé un arbre central (23) s'étendant vers l'avant du moteur et supportant un disque (24) portant la soufflante avant (25) tandis qu'à la turbine libre radialement externe (29) est associée un tambour avant (30) monté tournant entre l'arbre (23) de soufflante avant et une structure fixe (39) du moteur, ledit tambour portant la soufflante arrière (33) de telle sorte que le moteur comprend de l'avant vers l'arrière et successivement: - la soufflante avant (25) la soufflante arrière (33) et en superposition radiale la manche (37) d'entrée d'air du générateur de gaz, ladite manche étant formée de canaux (37, 38) disposés à l'intérieur de l'enveloppe externe (5) du moteur, - les turbines libres (19, 29) imbriquées et en super- position radiale, le conduit axial (17) du générateur de gaz - la turbine (15, 14) du générateur de gaz - la chambre de combustion (13) - les compresseurs (12, 11) du générateur de gaz - une chambre annulaire (9) d'entrée d'air du générateur de gaz. 1 2652387 2. Moteur de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que la soufflante arrière (33) comporte au-dessus de sa plateforme de pied une seconde plateforme intermédiaire (36) disposée dans le prolongement avant de l'enveloppe externe (5) du moteur, lesdites plateformes formant la manche (37) d'entrée d'air du générateur de gaz. 3. Moteur de propulsion selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que chacune des soufflantes comporte un anneau externe (26, 35) de canalisation du flux secondaire. 4. Moteur de propulsion selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisé en ce que les soufflantes (25, 33) sont munies chacune d'un dispositif de changement de pas. 5. Moteur de propulsion selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisé en ce que les soufflantes (25, 33) sont à calage fixe et en ce que la partie amont de l'enveloppe externe (5) du moteur comporte un dispositif déformable (47) apte à faire varier la section de sortie de la tuyère secondaire. 6. Moteur de propulsion selon la revendication 5 caractérisé en ce que le dispositif déformable est constitué d'un ensemble annulaire de volets amont menants (48) articulés à leur bord amont, déplaçables radialement par vérin et entrainant des volets menés aval (50). 7. Moteur de propulsion selon l'une des revendications 5 ou 6 caractérisé en ce qu'il comporte sur son enveloppe externe des panneaux (52) d'inversion de sens du flux articulés sur leur bord aval et déplaçables radialement par vérins. 8. Moteur de propulsion selon l'une quelconque des revendications 1 à 7 caractérisé en ce que l'ensemble comportant la soufflante arrière (33) et la turbine libre (29) radialement externe est monté tournant à l'avant au moyen d'un palier (39) disposé intérieurement a l'extrémité cylindrique d'une virole amont (38) structurelle conique du moteur et à l'arrière à l'extérieur d'une virole structurelle (20) par un palier aval (40) porté par l'extrémité interne aval (29f) de la turbine libre (29). 9. Moteur de propulsion selon l'une quelconque des revendications 1 à 8 caractérisé en ce que l'ensemble comportant la soufflante avant (25) et la turbine libre (19) radialement interne est monté tournant à l'avant au moyen d'un palier (41) disposé entre l'arbre central (23) et le tambour (30) portant la soufflante arrière (33) et à l'arrière au moyen d'un palier aval (21) disposé entre la virole structurelle (20) et une portée cylindrique aval (19h) de la turbine libre. 10. Moteur de propulsion selon l'une quelconque des revendications 5 à 9 caractérisé en ce que la soufflante avant (25) comporte un anneau intermédiaire (27) à mi- hauteur des pales de la soufflante et en ce que des aubes intermédiaires (28b) sont disposées entre l'anneau externe (26) et l'anneau intermédiaire (27) formant une grille radialement externe de soufflante avant possédant un nombre de pales (28a, 28b) double de celui (28a) de la grille interne.