FR 2858999 A1 20050225 FR 0350435 A 20030818 TURBOMACHINE POUR AERONEF A EMISSIONS DE BRUIT REDUITES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale à une turbomachine destinée à assurer la propulsion d'un aéronef, et plus particulièrement à une turbomachine dont la conception permet de réduire les émissions de bruit produites par cette turbomachine. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Typiquement, une turbomachine d'aéronef présente une soufflante entraînée par un générateur de gaz, celui-ci pouvant par exemple être du type simple, double, ou triple corps. De manière générale, la totalité des constituants du générateur de gaz est traversée par un flux gazeux circulant de l'amont vers l'aval de la turbomachine, à savoir selon une direction principale d'écoulement des gaz à travers cette dernière. Ce type classique d'architecture de turbomachine engendre des émissions de bruit susceptibles d'être fortement préjudiciables pour l'environnement, notamment lorsqu'un aéronef équipé de telles turbomachines se situe à proximité d'un aéroport. SP 23160 AP Trois principales sources de bruit sont à l'origine de ces émissions. En effet, parmi ces trois sources distinctes, on peut tout d'abord citer la soufflante, qui génère des bruits importants, majoritairement en raison des chocs aérodynamiques se développant au niveau de la partie extérieure des pales de cette soufflante, dont la vitesse est considérablement élevée. 1.0 Par ailleurs, des émissions de bruit émanent également de la chambre de combustion, celle-ci faisant partie intégrante du générateur de gaz de la turbomachine. Dans ce cas précis, les bruits sont essentiellement provoques par les réactions de combustion se produisant au sein même de la chambre. Enfin, la troisième source principale d'émissions de bruit est constituée par les jets s'échappant de la turbomachine. Parmi ceux-ci, on compte les gaz chauds provenant du générateur de gaz et éjecté à l'arrière de la turbomachine vers l'aval, ainsi que l'air secondaire circulant à l'intérieur d'un canal annulaire de soufflante et étant également éjecté de la turbomachine vers l'aval. Les bruits provoqués respectivement par les gaz chauds et l'air secondaire sortant de la turbomachine sont alors additionnés, ceux engendrés par les gaz chauds étant généralement prépondérant à cause de leur plus grande vitesse d'éjection. Pour réduire les émissions de bruit 30 produites par ces turbomachines d'aéronef, plusieurs réalisations ont été proposées. SP 23160 AP En effet, une première proposition, bien connue, a tout d'abord consisté à disposer un mélangeur à lobes en sortie de la turbomachine, afin que les gaz chauds ainsi que l'air secondaire puissent se mélanger pour former un flux unique générant moins de bruit, principalement en raison de sa vitesse d'éjection sensiblement homogène et inférieure à la vitesse d'éjection des gaz chauds. Cependant, ce type d'architecture conduit à augmenter considérablement la longueur de la turbomachine, de par l'adjonction d'un mélangeur disposant nécessairement de dimensions suffisamment importantes pour qu'il soit en mesure d'assurer un mélange réduisant significativement les bruits de jets. De plus, dans une telle configuration, la longueur du carter délimitant extérieurement le canal annulaire de soufflante doit également être augmentée, de sorte que l'air secondaire soit conduit jusqu'au mélangeur, et non pas éjecté de la turbomachine avant d'être entré en contact avec ce dernier. Par conséquent, l'ensemble de ces modifications apportées se traduit directement par une hausse préjudiciable de la masse globale et de l'encombrement de la turbomachine. Une autre solution souvent proposée consiste à remplacer une soufflante dite classique par deux soufflantes contrarotatives, dont les émissions de bruit sont, de façon connue, relativement réduites par rapport à celles émises par une soufflante classique à performances aérodynamiques équivalentes. SP 23160 AP Néanmoins, bien que cette solution reste globalement satisfaisante en termes de réduction des bruits de soufflante, elle n'agit en aucun cas sur les bruits de jets et les bruits de chambre de combustion, ces derniers constituant pourtant une part très importante dans les émissions globales de bruit générées par la turbomachine. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer une turbomachine pour aéronef remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Plus précisément, le but de l'invention est de présenter une turbomachine pour aéronef disposant 1.5 d'une architecture lui permettant de réduire les émissions de bruit produites par rapport à celles rencontrées dans les réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet une turbomachine pour aéronef comprenant un générateur de gaz disposant d'une chambre de combustion et entraînant au moins une soufflante, la turbomachine présentant un canal annulaire de soufflante à travers lequel circule de l'air secondaire de l'amont vers l'aval de la turbomachine. Selon l'invention, le générateur de gaz est conçu de telle sorte que des gaz chauds sont éjectés de la chambre de combustion vers l'amont de la turbomachine, et la turbomachine comprend en outre une pluralité de bras mélangeurs creux reliés à une sortie du générateur de gaz afin d'être traversés par les gaz chauds, chaque bras mélangeur comportant une portion mélangeuse de sortie située à l'intérieur du canal SP 23160 AP annulaire de soufflante, de manière à assurer le mélange entre l'air secondaire et les gaz chauds éjectés par ces portions mélangeuses de sortie vers l'aval de la turbomachine. Avantageusement, cette architecture spécifique à la présente invention permet tout d'abord de réduire considérablement les bruits de jets, en ce sens que l'air secondaire et les gaz chauds sont mélangés à l'intérieur du canal annulaire de soufflante par l'intermédiaire de bras mélangeurs, et plus spécifiquement à l'aide de leurs portions mélangeuses de sortie se situant à l'intérieur même de ce canal. Effectivement, le mélange est principalement assuré d'une part du fait que l'air secondaire, circulant à l'intérieur du canal annulaire de soufflante, vient épouser extérieurement les portions mélangeuses de sortie des bras, et d'autre part du fait que les gaz chauds épousent intérieurement ces mêmes portions mélangeuses, avant d'être éjectés de celles-ci dans le canal annulaire de soufflante dans la même direction que celle de l'air secondaire, à savoir de l'amont vers l'aval de la turbomachine. Ainsi, notamment en raison du fait que la pluralité de bras mélangeurs procure en soit une surface mouillée importante entre l'air secondaire et les gaz chauds, toutes les conditions sont donc réunies pour que ces deux flux se mélangent facilement dès l'éjection des gaz chauds des portions mélangeuses de sortie, ceci permettant alors d'assurer la formation d'un flux unique sensiblement homogène s'échappant du canal annulaire de soufflante. SP 23160 AP De plus, la présence de cette pluralité de bras mélangeurs injectant les gaz chauds dans le canal de soufflante permet de ne pas nécessiter l'adjonction contraignante d'un mélangeur à la sortie de la turbomachine, ni même un allongement vers l'aval du carter délimitant extérieurement le canal annulaire de soufflante, prévu dans l'art antérieur pour guider l'air secondaire jusqu'au mélangeur, et donc pour assurer un véritable mélange des flux gazeux. Cette architecture dispose d'un faible encombrement, notamment en raison de la position dite inversée d'au moins une partie des éléments constitutifs du générateur de gaz, dont au moins la chambre de combustion, celle-ci étant effectivement traversée d'aval en amont par le flux gazeux. A ce titre, cette inversion d'au moins une partie du générateur de gaz a pour conséquence de conduire les gaz chauds vers l'amont de la turbomachine, ce qui permet d'assurer facilement l'éjection des gaz chauds dans une portion amont du canal annulaire de soufflante, ou au moins dans une portion située à distance de la sortie de ce canal. De cette façon, la possibilité d'éjecter les gaz chauds par les portions mélangeuses de sortie dans une portion relativement éloignée de la sortie du canal annulaire de soufflante est extrêmement avantageuse, dans la mesure où l'homogénéité du flux unique obtenu en sortie du canal annulaire de soufflante est d'autant plus grande que la longueur de la partie de ce canal empruntée conjointement par l'air secondaire et les gaz chauds est élevée. SP 23160 AP 2858999 7 Ainsi, avec la turbomachine selon l'invention, le flux unique obtenu en sortie du canal de soufflante et éjecté de la turbomachine peut être très homogène, et participe par conséquent à réduire considérablement les bruits de jets émis par cette même turbomachine. Par ailleurs, il a été observé que la position inversée de la chambre de combustion autorise, de façon satisfaisante et avantageuse, une atténuation des bruits émis par de cette chambre de combustion. En effet, le fait que les gaz chauds soient éjectés de la chambre de combustion vers l'amont de la turbomachine implique que les bruits provoqués par cette dernière se propagent principalement dans la même direction, à savoir vers l'amont de la turbomachine. Or les gaz chauds étant introduits vers l'aval dans le canal annulaire de soufflante, la turbomachine dispose alors nécessairement d'une structure, par exemple du type structure coudée, permettant d'inverser la direction du flux de gaz chauds entre la chambre de combustion et la sortie des bras mélangeurs, cette structure pouvant par exemple faire partie intégrante de ces mêmes bras mélangeurs. Il a ainsi été remarqué que cette structure permettait avantageusement d'absorber une partie des bruits émis par la chambre de combustion. Par conséquent, il est évident que l'agencement proposé par l'invention diffère totalement de ceux rencontrés antérieurement, dans lesquels la chambre de combustion rayonnait vers l'aval de la turbomachine sans obstacle majeur du type structure SP 23160 AP coudée, générant donc quasiment aucune atténuation des bruits émis par cette chambre de combustion. Préférentiellement, le générateur de gaz de la turbomachine est un générateur de gaz double corps, comportant de préférence un compresseur basse pression traversé par de l'air de combustion de l'amont vers l'aval, un compresseur haute pression traversé par l'air de combustion de l'aval vers l'amont, la chambre de combustion, ainsi qu'une turbine haute pression et une turbine basse pression chacune traversée par les gaz chauds de l'aval vers l'amont de la turbomachine. Bien entendu, le générateur de gaz pourrait également être du type triple corps, voire simple corps, sans sortir du cadre de l'invention. De plus, le générateur de gaz est conçu de sorte que la turbine haute pression entraîne le compresseur haute pression, et de sorte que la turbine basse pression entraîne le compresseur basse pression ainsi que chaque soufflante de la turbomachine. Selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention, la turbomachine dispose d'une unique soufflante. Selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention, la turbomachine dispose de 25 deux soufflantes contrarotatives. Ainsi, la turbomachine proposée dans ce second mode de réalisation préféré permet non seulement de réduire les bruits de jets et de chambre de combustion comme indiqué précédemment, mais également de minimiser les bruits de soufflante grâce à l'emploi SP 23160 AP de ces soufflantes contrarotatives à effets anti-bruit connus par l'homme du métier. De manière préférée, la turbomachine comprend une structure anti-bruit enveloppant le générateur de gaz, la structure anti-bruit délimitant intérieurement le canal annulaire de soufflante et étant fermée à l'arrière de la turbomachine. Il est noté que cette structure est principalement prévue pour atténuer encore davantage les bruits de chambre de combustion émis par la turbomachine. On peut prévoir que chaque bras mélangeur dispose d'une portion d'entrée traversée de l'aval vers l'amont par les gaz chauds, de la portion mélangeuse de sortie située à l'intérieur du canal annulaire de soufflante et traversée de l'amont vers l'aval par ces mêmes gaz chauds, la portion d'entrée et la portion de sortie étant connectées par une portion coudée. Dans un tel cas, la turbomachine sera réalisée de préférence de sorte que la portion mélangeuse de sortie de chaque bras mélangeur prenne sensiblement la forme d'un mélangeur à lobes, et de sorte que ces portions mélangeuses de sortie des bras mélangeurs soient espacées de façon régulière à l'intérieur du canal annulaire de soufflante. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des 30 dessins annexés parmi lesquels; SP 23160 AP "10 - la figure 1 représente une vue en coupe longitudinale d'une turbomachine selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention, - la figure 2 représente une vue en coupe prise le long de la ligne II-II de la figure 1, - la figure 3 représente une vue en coupe longitudinale d'une turbomachine selon une alternative du premier mode de réalisation préféré représenté sur la figure 1, - la figure 4 représente une vue en coupe longitudinale d'une turbomachine selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention, et - la figure 5 représente une vue en coupe longitudinale d'une turbomachine selon une alternative du second mode de réalisation préféré représenté sur la figure 4. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence à la figure 1, il est représenté une turbomachine 1 pour aéronef, selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention. La turbomachine 1 comprend une soufflante unique et classique 2, entraînée par un générateur de gaz 4 du type double corps agencé en aval de cette soufflante 2. La turbomachine 1, d'axe principal longitudinal 6, présente un canal annulaire de soufflante 8, ce dernier s'étendant entre une entrée 10 située à l'avant de la turbomachine 1 et à proximité de la soufflante 2, jusqu'à une sortie 12 située plus en aval. SP 23160 AP Le canal annulaire de soufflante 8 est délimité intérieurement par une structure anti-bruit 14 enveloppant le générateur de gaz 4, cette structure 14 constituant notamment l'arrière fermé 16 de forme ogivale de la turbomachine 1. Par ailleurs, la structure anti-bruit 14 dispose d'une partie avant ouverte 18 située à proximité de la soufflante 2 et en aval de celle-ci, cette partie avant ouverte 18 permettant de délimiter extérieurement une entrée annulaire 20 du générateur de gaz 4. En outre, le canal annulaire de soufflante 8 est également délimité extérieurement par un carter extérieur 21, comme cela est bien connu de l'homme du métier. En fonctionnement, de l'air secondaire circule à travers le canal annulaire de soufflante 8 de l'amont vers l'aval de la turbomachine 1, comme cela est représenté schématiquement par la flèche As sur la figure 1. A ce titre, il est indiqué que l'air secondaire circule donc parallèlement à une direction principale d'écoulement des gaz à travers la turbomachine 1, cette direction parallèle à l'axe principal longitudinal 6 étant représentée par la flèche Dp sur cette même figure 1. De façon générale, le générateur de gaz 4 comporte tout d'abord un compresseur axial basse pression 22, dénommé compresseur BP 22 dans la suite de la description. Ce compresseur BP 22 se situe sensiblement au niveau de l'entrée annulaire 20 du générateur de gaz 4, en aval de cette même entrée annulaire 20, et donc au droit de la partie avant ouverte 18 de la structure anti-bruit 14. SP 23160 AP A la sortie du compresseur BP 22, le générateur de gaz 4 comporte une veine annulaire 24 également délimitée extérieurement par la structure anti-bruit 14, cette veine annulaire 24 disposant d'une portion principale 24a entourant en grande partie le générateur de gaz 4 de la turbomachine 1, sensiblement parallèlement à l'axe principal longitudinal 6. Comme on peut l'apercevoir sur la figure 1, la veine annulaire 24 dispose d'une extrémité aval prenant la forme d'une portion coudée 24b prolongeant la portion principale 24a, cette portion coudée 24b ayant pour fonction d'inverser la direction d'écoulement des gaz à l'intérieur du générateur de gaz 4, comme cela sera expliqué plus précisément cidessous. Il est noté que la portion coudée 24b est de préférence réalisée de manière à ce que le flux gazeux la traversant se rapproche de l'axe principal longitudinal 6 de la turbomachine 1, comme cela apparaît clairement sur la figure 1. A partir de la portion coudée 24b de la veine annulaire 24, le générateur de gaz 4 comprend successivement, de l'aval vers l'amont de la turbomachine 1, un compresseur haute pression 26 dénommé compresseur HP 26 dans la suite de la description, une chambre de combustion 28, ainsi qu'une turbine haute pression 30 et une turbine basse pression 32 respectivement dénommées turbine HP 30 et turbine BP 32 dans la suite de la description, la turbine BP 32 étant néanmoins située en aval du compresseur BP 22 comme on peut le voir sur la figure 1. SP 23160 AP De cette façon, il est à comprendre que de l'air de combustion circule tout d'abord de l'amont vers l'aval de la turbomachine 1, successivement à travers la soufflante 2, le compresseur BP 22 et la portion principale 24a de la veine annulaire 24, comme le représente schématiquement la flèche Act. Ensuite, l'air de combustion partiellement compressé emprunte la portion coudée 24b après avoir traversé quasiment l'intégralité de la turbomachine 1 en direction de 1.0 l'aval sensiblement parallèlement à la direction principale d'écoulement des gaz Dp. Ainsi, l'air de combustion sortant de cette portion coudée 24b peut alors circuler dans le générateur de gaz 4 selon une direction opposée à cette direction principale d'écoulement des gaz Dp, à savoir de l'aval vers l'amont, comme le représente schématiquement la flèche Ac2. A cet égard, l'air de combustion circule donc vers l'amont au travers du compresseur HP 26 avant de pénétrer à l'intérieur de la chambre de combustion 28, depuis laquelle des gaz chauds sont détendus vers l'amont successivement dans la turbine HP 30 et la turbine BP 32, comme le montre schématiquement la flèche Gcl de la figure 1. Enfin, en sortant de la turbine BP 32, les gaz chauds empruntent une veine annulaire secondaire 34, en se dirigeant vers l'amont de la turbomachine 1, jusqu'à une sortie annulaire 36 du générateur de gaz 4. Il est d'autre part indiqué que de manière conventionnelle dans les turbomachines à générateur de gaz double corps, la turbine HP 30 entraîne le SP 23160 AP 1.4 compresseur HP 26 par l'intermédiaire d'un premier arbre 38, et la turbine BP 32 entraîne le compresseur BP 22 ainsi que la soufflante 2 par l'intermédiaire d'un second arbre 39, ce dernier étant agencé en amont du premier arbre 38. La turbomachine 1 comprend en outre une pluralité de bras mélangeurs creux 40, chacun étant relié à la sortie annulaire 36 du générateur de gaz 4 afin d'être traversé par les gaz chauds sortant de ce dernier. De plus, les bras mélangeurs 40 sont conçus de manière à assurer le mélange, à l'intérieur du canal annulaire de soufflante 8, entre l'air secondaire et les gaz chauds éjectés par ces mêmes bras mélangeurs 40. Plus précisément, toujours en référence à la figure 1, chaque bras mélangeur creux 40 dispose d'une portion d'entrée 40a communiquant directement avec une ouverture (non représentée) de la sortie 36 du générateur de gaz 4. De façon préférée, on peut prévoir que cette portion d'entrée 40a est traversée de l'aval vers l'amont par les gaz chauds, et qu'elle constitue donc un prolongement de la veine annulaire secondaire 34 du générateur de gaz 4. La portion d'entrée 40a est raccordée à une portion coudée 40b, celle-ci ayant pour fonction d'inverser à nouveau la direction d'écoulement des gaz à l'intérieur du générateur de gaz 4, comme cela sera expliqué plus précisément ci-dessous. Il est noté que la portion coudée 40b est de préférence réalisée de manière à ce que le flux gazeux la traversant s'écarte SP 23160 AP de l'axe principal longitudinal 6 de la turbomachine 1, comme cela apparaît clairement sur la figure 1. Enfin, la portion coudée 40b est solidaire d'une portion mélangeuse de sortie 40c située à l'intérieur du canal annulaire de soufflante 8, et agencée de manière à éjecter les gaz chauds vers l'aval de la turbomachine 1, donc parallèlement à la direction principale d'écoulement des gaz représentée par la flèche Dp. 1.0 Ainsi, les gaz chauds émanant de la portion d'entrée 40a empruntent alors la portion coudée 40b où leur direction de circulation est progressivement changée en raison de la forme spécifique de cette portion coudée 40b, les gaz chauds continuant à être déviés par la portion mélangeuse de sortie 40c de manière à être éjectés de cette dernière vers l'aval à l'intérieur du canal annulaire de soufflante 8, comme le montre schématiquement la flèche Gc2. Comme indiqué précédemment, les gaz chauds éjectés de la chambre de combustion 28 vers l'amont de la turbomachine 1 impliquent que les bruits provoqués par cette dernière se propagent principalement dans la même direction. A ce titre, il a été constaté de manière tout à fait avantageuse que les bras mélangeurs 40, et plus particulièrement leurs portions coudées 40b, permettaient d'absorber une partie des bruits émis par la chambre de combustion 28. Cela s'explique notamment par le fait que les portions coudées 40b constituent des barrières mécaniques à la propagation des ondes sonores provenant de la chambre de combustion SP 23160 AP 28 et se dirigeant majoritairement vers l'amont de la turbomachine 1 en raison de sa position inversée. La portion mélangeuse de sortie 40c de chaque bras mélangeur 40 dispose de préférence d'un profil extérieur globalement conique d'axe (non représenté) parallèle à l'axe principal longitudinal 6, et de section croissante vers l'aval de la turbomachine 1. Par ailleurs, la portion mélangeuse de sortie 40c comprend une partie d'extrémité amont fermée 42 ainsi 1.0 qu'une partie d'extrémité aval ouverte 44, cette dernière définissant notamment une sortie 46 de la portion mélangeuse de sortie 40c. De cette manière, le profil extérieur des portions mélangeuses de sortie 40c est tout à fait adéquate pour permettre à l'air secondaire, circulant à l'intérieur du canal annulaire de soufflante 8 et entrant en contact avec ces portions 40c, d'épouser la surface extérieure de celles-ci sans subir de pertes aérodynamiques trop importantes. De façon relativement évidente, l'air secondaire et les gaz chauds commencent à se mélanger dès que ceux-ci s'échappent de la sortie 46 définie par la partie d'extrémité aval 44. Ainsi, chaque portion mélangeuse de sortie 40c est adaptée de sorte que l'air secondaire et les gaz chauds soient mis dans les meilleures conditions possibles pour pouvoir s'homogénéiser dès l'éjection de ces gaz chauds à l'intérieur du canal annulaire de soufflante 8, cette adaptation pouvant par exemple se concrétiser en prévoyant que la partie d'extrémité aval 44 présente plusieurs ondulations 48, également appelées lobes . SP 23160 AP En effet, en référence conjointement aux figures 1 et 2, on voit que la partie d'extrémité aval 44 de chaque bras mélangeur 40 présente plusieurs ondulations 48 dont la fonction est d'augmenter la surface mouillée , c'est-à-dire la surface de contact fictive entre l'air secondaire et les gaz chauds, au moment de l'éjection de ces derniers des bras mélangeurs 40. A cet égard, il est indiqué que la simple augmentation de cette surface mouillée permet effectivement de favoriser l'homogénéisation postérieure des flux gazeux se trouvant de part et d'autre de cette surface fictive. A titre d'exemple illustratif et plus spécifiquement en référence à la figure 2, on peut apercevoir que chaque partie d'extrémité aval 44 présente une section transversale de forme très globalement rectangulaire, les grands côtés de ce rectangle s'étendant sensiblement dans une direction radiale (non représentée) de la turbomachine 1, et étant en fait des lignes composées de plusieurs ondulations 48 successives et inversées. Par conséquent, les grands côtés de ce rectangle sont donc constitués de lignes assimilables à des sinusoïdes. Toujours à titre d'exemple indicatif, au niveau de la 2_i sortie 46 de la partie d'extrémité aval 44, les grands côtés du rectangle s'étendent sur environ 60% à environ 90% de l'épaisseur radiale moyenne b du canal annulaire de soufflante 8, dans lequel ces grands côtés sont de préférence sensiblement centrés. En outre, il serait également possible de prévoir que les petits côtés des rectangles disposent SP 23160 AP d'une forme similaire à celle des grands côtés, sans sortir du cadre de l'invention. Naturellement, d'autres formes peuvent être retenues pour la section transversale de la partie d'extrémité aval 44 de la portion mélangeuse de sortie 40c, comme par exemple celle d'un cercle également définie par une ligne régulièrement ondulée. D'autre part, il est indiqué que pour ne pas perturber de façon trop significative l'écoulement de l'air secondaire lorsqu'il entre en contact avec les portions mélangeuses de sortie 40c, l'amplitude des ondulations 48 augmente progressivement au fur et à mesure que la partie d'extrémité aval 44 s'étend vers l'aval de la turbomachine 1, comme ceci est visible sur la figure 1. En outre, il est aussi précisé que ces ondulations 48 pourraient être initiées en amont de la partie d'extrémité aval 44 des portions mélangeuses de sortie 40c, sans sortir du cadre de l'invention. De préférence, la sortie 46 de chaque bras mélangeur 40 est située de façon relativement éloignée de la sortie 12 du canal annulaire de soufflante 8. Cela permet d'obtenir, en sortie de la turbomachine 1 et plus précisément au niveau de la sortie 12 du canal annulaire de soufflante 8, un flux unique fortement homogène, ce flux unique étant représenté schématiquement par la flèche Fu. Effectivement, plus la longueur a empruntée conjointement par l'air secondaire et les gaz chauds est importante, cette longueur a correspondant à la distance axiale entre la sortie 46 SP 23160 AP et la sortie 12, plus le flux unique Fu éjecté de la turbomachine 1 sera homogène, et donc plus les émissions de bruit de jets seront réduites. Toujours à titre d'exemple illustratif, il est possible de concevoir la turbomachine 1 de sorte que le rapport de longueurs a/b soit compris entre 2 et 4, la longueur b correspondant à l'épaisseur radiale moyenne du canal annulaire de soufflante 8. Enfin, il est indiqué que le nombre de bras mélangeurs 40 à l'intérieur du canal annulaire de soufflante 8 peut être adapté en fonction des besoins rencontrés, et qu'ils sont agencés de préférence de façon à ce que les portions mélangeuses de sortie 40c soient réparties de façon régulière àl'intérieur de ce même canal 8. A ce titre, il est noté que le fait de prévoir un nombre important de portions mélangeuses de sortie 40c, par exemple supérieur à 12, permet évidemment d'obtenir une surface mouillée élevée, de sorte que les parties d'extrémité aval 44 pourraient 2.0 alors assurer la formation d'un flux unique homogène satisfaisant, sans nécessairement présenter d'ondulations 48. Dans une telle configuration, la sortie 46 pourrait par exemple être conçue de manière à présenter simplement une section transversale de forme circulaire ou rectangulaire, dépourvue d'ondulation. En référence à la figure 3, il est représenté une turbomachine la selon une alternative du premier mode de réalisation préféré décrit ci-dessus. Comme on peut l'apercevoir sur cette figure, la seule différence réside dans le fait que l'entraînement de la soufflante 2 ne s'effectue plus SP 23160 AP directement à l'aide du second arbre 39, mais par l'intermédiaire d'un réducteur de régime 50 solidaire de ce dernier et agencé entre la turbine BP 32 et cette soufflante 2. En référence à la figure 4, il est représenté une turbomachine 100 pour aéronef, selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention. Il est noté que la turbomachine 100 est sensiblement identique à la turbomachine 1 décrite ci-dessus. Par conséquent, les éléments des figures 1 à 5 qui portent les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. Comme on peut le voir sur la figure 4, la principale différence entre cette turbomachine 100 et celle décrite précédemment est que la turbomachine 100 dispose de deux soufflantes contrarotatives 102a et 102b, celles-ci étant agencées au même emplacement que celui occupé par la soufflante classique 2 dans la turbomachine 1 du premier mode de réalisation préféré. Cet agencement spécifique permet ainsi de diminuer sensiblement les bruits de soufflante émis par la turbomachine 100, par rapport à ceux émis par la turbomachine 1. De plus, on peut voir que pour assurer l'entraînement de ces soufflantes contrarotatives 102a et 102b, la turbine BP 32, elle même de nature contrarotative et comportant un rotor aubagé interne 32a ainsi qu'un rotor aubagé externe 32b, est reliée par un système d'arbres concentriques 39a et 39b à ces mêmes soufflantes 102a et 102b, les arbres 39a et 39b SP 23160 AP assurant alors la transmission du couple des rotors aubagés 32a et 32b, respectivement aux soufflantes 102a et 102b. Il est précisé que dans ce second mode de réalisation préféré de la présente invention, le compresseur BP 22 est également de nature contrarotative, dans le sens où la partie avant ouverte 18 de la structure anti-bruit 14 est aubagée vers l'intérieur et solidaire de la soufflante 102b, tandis que le rotor interne aubagé vers l'extérieur est lié à l'arbre 39a. En particulier, on peut apercevoir que la turbomachine 100 dispose de la même pluralité de bras mélangeurs 40 ainsi que d'une chambre de combustion 28 en position inversée rayonnant également vers l'amont, de sorte que cette turbomachine 100 est également capable, de façons similaires à celles décrites ci-dessus, de réduire ses émissions de bruit de jets ainsi que ses émissions de bruits de chambre de combustion. En référence à la figure 5, il est représenté une turbomachine 100a selon une alternative du second mode de réalisation préféré décrit ci-dessus. Comme on peut l'apercevoir sur cette figure, la principale différence réside dans le fait que l'entraînement des soufflantes 102a et 102b ne s'effectue plus directement à l'aide des arbres 39a et 39b qui sont remplacés par l'unique second arbre 39, mais s'effectue par l'intermédiaire d'un réducteur de régime différentiel 150 disposé entre la turbine BP 32 à simple rotation, et les soufflantes 102a et 102b. SP 23160 AP Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier aux turbomachines 1, la, 100 et 100a pour aéronef qui viennent d'être décrites, uniquement à titre d'exemples 5 non limitatifs. SP 23160 AP REVENDICATIONS 1. Turbomachine (1,1a,100,100a) pour aéronef comprenant un générateur de gaz (4) disposant d'une chambre de combustion (28) et entraînant au moins une soufflante (2,102a,102b), ladite turbomachine présentant un canal annulaire de soufflante (8) à travers lequel circule de l'air secondaire de l'amont vers l'aval de la turbomachine, caractérisée en ce que le générateur de gaz (4) est conçu de telle sorte que 1.0 des gaz chauds sont éjectés de la chambre de combustion (28) vers l'amont de la turbomachine, et en ce qu'elle comprend en outre une pluralité de bras mélangeurs creux (40) reliés à une sortie (36) du générateur de gaz (4) afin d'être traversés par les gaz chauds, chaque bras mélangeur (40) comportant une portion mélangeuse de sortie (40c) située à l'intérieur du canal annulaire de soufflante (8), de manière à assurer le mélange entre l'air secondaire et les gaz chauds éjectés par ces portions mélangeuses de sortie (40c) vers l'aval de la turbomachine. 2. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le générateur de gaz (4) est un générateur de gaz double corps. 3. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon la revendication 2, caractérisée en ce que le générateur de gaz double corps (4) comporte un compresseur basse pression (22) traversé par de l'air de combustion de l'amont vers l'aval, un compresseur haute pression (26) traversé par l'air de combustion de l'aval vers l'amont, la chambre de combustion (28), ainsi qu'une turbine haute pression (30) et une turbine basse SP 23160 AP pression (32) chacune traversée par les gaz chauds de l'aval vers l'amont de la turbomachine. 4. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon la revendication 3, caractérisée en ce que la turbine haute pression (30) entraîne le compresseur haute pression (26), et en ce que la turbine basse pression (32) entraîne le compresseur basse pression (22) ainsi que chaque soufflante (2,102a,102b) de la turbomachine. 5. Turbomachine (1,1a) selon l'une 1.0 quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle dispose d'une unique soufflante (2). 6. Turbomachine (100,100a) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce qu'elle dispose de deux soufflantes contrarotatives (102a, 102b) . 7. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend une structure anti-bruit (14) enveloppant le générateur de gaz (4), ladite structure anti-bruit (14) délimitant intérieurement le canal annulaire de soufflante (8) et étant fermée à l'arrière de la turbomachine. 8. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque bras mélangeur (40) dispose d'une portion d'entrée (40a) traversée de l'aval vers l'amont par les gaz chauds, de la portion mélangeuse de sortie (40c) située à l'intérieur du canal annulaire de soufflante (8) et traversée de l'amont vers l'aval par ces mêmes gaz chauds, la portion d'entrée (40a) et la SP 23160 AP portion de sortie (40c) étant connectées par une portion coudée (40b). 9. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon la revendication 8, caractérisée en ce que la portion 5 mélangeuse de sortie (40c) de chaque bras mélangeur (40) prend sensiblement la forme d'un mélangeur à lobes. 10. Turbomachine (1,1a,100,100a) selon la revendication 8 ou la revendication 9, caractérisée en 10 ce que les portions mélangeuses de sortie (40c) des bras mélangeurs (40) sont espacées de façon régulière à l'intérieur du canal annulaire de soufflante (8). SP 2316 AP