FR 3074476 A1 20190607 FR 1761697 A 20171206 Turbopropulseur d'aeronef comportant une Mice non carenee Domaine de ('invention: La presente invention concerne le domaine des turbopropulseurs d'aeronef et vise plus particulierement un turbopropulseur comportant au moins une helice non carenee entrainee par un moteur du type turbomachine. Etat de la technique : Un turbopropulseur du type open rotor, pour helice ouverte, peut comporter une deuxieme helice contrarotative ou une couronne fixe d'aubes, induisant une mise en rotation du flux les traversant en sens oppose de celui induit par la premiere helice. La demanderesse a propose dans les documents US-A1-2016333709, EP-B1-2555973, US-A1-2013098066, une architecture avec un doublet d'helices contrarotatives non carenees (nommee Unducted Dual Fan ou UDF), alors que d'autres motoristes ont propose, par exemple dans le document WO-A2-2014066508, une architecture avec une seule helice dotee d'un redresseur forme d'une roue fixe d'aubes a calage variable (nommee Unducted Single Fan ou USF). Dans les deux cas, les helices peuvent etre du type pousseur, placees en arriere du moteur, comme dans le document US-A12016333709 ou du type tracteur, placees en avant du moteur, comme dans le document WO-A2-2014066508. Ce type de turbopropulseur est particulierement avantageux en termes de performances. Par principe les open rotors n'ont pas de carenage au-dessus des helices. Cela permet d'augmenter le taux de dilution de fagon bees importante sans etre penalise par la masse (carters + nacelle) et la trainee de la nacelle qu'il faudrait mettre en place si les helices etaient carenees. Cela pose plusieurs problemes. Une premiere serie de problemes concerne le refroidissement. La presence d'un reducteur pour ralentir la vitesse des helices induit de fortes rejections thermiques. Or la puissance de ('open rotor est beaucoup plus importante que la puissance des turbopropulseurs classiques. De gros echangeurs, de type brique par exemple, sont donc necessaires pour dissiper les rejections thermiques. Les echangeurs de type 2 brique sont des echangeurs air-huile assez lourds qui ont pour desavantage de perturber le flux d'air et donc de penaliser le rendement global (augmentation de la consommation de carburant specifique). En effet, ('alimentation en air des echangeurs de type brique est realisee par un systeme d'ecopes qui entrainent un accroissement de 5 trainee ou par un systeme de piquage du flux d'air moteur qui entraine une perturbation aerodynamique du flux. De plus, ces echangeurs sont assez encombrants alors qu'il n'y a pas de compartiment de soufflante (c'est-a-dire un compartiment de la nacelle autour de la soufflante, aussi appele compartiment Fan) pour les loger comme dans un turboreacteur double flux classique a grand taux de dilution. II faut donc installer tous les 10 equipements dans la zone du moteur qui est naturellement plus chaude et qui est aussi plus encombree. Par ailleurs, sur un turboreacteur double flux carene, la ventilation du compartiment moteur est faite par des ecopes dans le flux secondaire pressurise. Sur un open rotor, le flux secondaire est tres faiblement pressurise parce qu'il n'est pas canalise. Ainsi, il est 15 necessaire de rajouter des systemes supplementaires (des souffleurs par exemple) pour forcer l'air exterieur a entrer dans le compartiment moteur lorsque le moteur est statique ou au ralenti. Enfin, les equipements electroniques supportent difficilement des temperatures audela de 80°C, alors que la temperature dans la zone > du compartiment moteur 20 va bien au-dela (typiquement entre 200 et 300°C). I faut donc recourir a des systemes de ventilation dedies. Quand on sait que sur certains turboreacteurs a soufflante carenee, les calculateurs doivent etre refroidis via des systemes de ventilation bien qu'etant installes dans le compartiment soufflante, on peut penser qu'installer un calculateur dans un environnement encore plus chaud risque de poser des problemes 25 de fiabilite ou de necessiter des besoins de ventilations extremement importants. Ces differents problemes de refroidissement posent donc des problemes d'integration importants pour la conception des open rotors. Une deuxieme serie de problemes concerne la certification. Tout d'abord, en cas de feu moteur, la fonction de protection en survitesse du 30 moteur doit etre elle-meme protegee afin d'assurer la coupure du moteur dans cette circonstance. Sur un turboreacteur double flux carene, il existe des zones non 3 susceptibles d'être atteintes par le feu dans lesquelles cette fonction peut etre deportee, par exemple la manche d'entree d'air de la nacelle. Sur un open rotor, it faudrait probablement creer une enceinte dediee dans le compartiment moteur via l'ajout de cloisons etanches. Cette enceinte necessiterait d'être ventilee. 5 En cas de perte d'aube, sur un turboreacteur a soufflante, le carter exterieur de la soufflante, dans la nacelle, est congu de maniere a contenir l'aube qui se detacherait de la soufflante. La certification exige pour un open rotor une securite equivalente a un turboreacteur a soufflante. Pour ce faire, l'avionneur etudie des systemes de blindage de la cellule avion. La surface a blinder est donc relativement importante et penalise 10 l'aeronef en bilan de masse. Une autre serie de problemes concerne l'acoustique. L'open rotor genere un bruit important. Ce bruit est notamment provoque par le moteur mais aussi par ('interaction du sillage et du tourbillon genere par I'enroulement des lignes de courant au saumon (arrete de tete) des aubes de l'helice amont avec les aubes de l'helice aval. II n'y a pas 15 de carenage lie a la soufflante permettant de reduire ce bruit par effet de masquage et par la possibilite d'installer du traitement acoustique. Typiquement, voir par exemple le document WO-A1-2014188121, on diminue le diametre de la deuxieme helice pour eviter les problemes d'interaction en bout de pales. Un compromis dans la conception des open rotors, pour garder les avantages du rendement aerodynamique en poussee 20 du doublet d'helices contrarotatives tout en limitant ces problemes d'interaction, consiste a concevoir la deuxieme helice avec un diametre inferieur d'environ 10% a celui de la premiere helice. Enfin, l'inversion de poussee peut etre realisee classiquement sur un turboreacteur a soufflante en installant un inverseur de poussee a l'arriere de la nacelle. Sur un open 25 rotor, l'inversion de poussee se fait par le calage de l'helice. C'est un systeme complique a mettre en place. II existe donc un besoin de trouver des solutions pour conserver les avantages de ('open rotor en termes de performance tout diminuant ('impact d'au moins certains des problemes cites ci-dessus. 30 4 Exposé de ('invention : A cet effet, ('invention concerne un turbopropulseur d'aeronef comportant une helice non carenee entrainee en rotation autour d'un axe longitudinal par un moteur de type turbomachine et une seconde helice, coaxiale a ladite helice non carenee et de 5 diametre inferieur a celui de cette helice, caracterise en ce que le turbopropulseur comporte une nacelle carenant ladite seconde helice et s'arretant longitudinalement entre l'helice non carenee et la seconde helice. L'indication que la nacelle s'arrete longitudinalement entre l'helice non carenee et la seconde helice correspond au fait que ('entree ou la sortie de la nacelle se trouve entre 10 l'helice amont et l'helice aval, suivant la position de la seconde helice par rapport a l'helice dite non carenee. La nacelle ne carene donc que la seconde helice et pas l'helice dite non carenee. Du point de vue des performances aerodynamiques, le fait que la nacelle ne carene que la seconde helice permet une diminution de son diametre importante par rapport a 15 un turboreacteur a soufflante. Cela permet de diminuer fortement la trainee sur la nacelle par rapport a un turbopropulseur carene double-flux. Par rapport a ('open rotor, les avantages de performance sont sensiblement maintenus en vol de croisiere grace a la taille de l'helice et a ('action de la seconde helice sur la partie du flux traversant l'helice non carenee. 20 En contrepartie la presence de la nacelle permet de retrouver en partie les avantages d'un turbopropulseur carene classique, c'est a dire : - de diminuer la taille des echangeurs de type brique, la nacelle offrant une surface pour placer des echangeurs supplementaires par rapport a un open rotor, - d'ajouter des traitements acoustiques sur la nacelle et de masquer le bruit 25 engendre au niveau de la seconde helice, - de pouvoir y integrer un blindage permettant de contenir les aubes de la seconde helice en cas de rupture, et donc de diminuer la masse de blindage sur l'aeronef. Avantageusement, la nacelle s'inscrit a l'interieur d'un cylindre autour de l'axe longitudinal de diametre inferieur a celui de l'helice non carenee. 30 De preference, en vue d'obtenir des resultats significatifs, le diametre du cylindre dans lequel s'inscrit la nacelle est inferieur d'au moins 10% a celui de l'helice non 5 carenee. Encore plus preferentiellement, cette reduction peut aller jusqu'a 40%, selon les compromis effectues pour la conception du moteur et son integration sur l'aeronef. Selon un mode de realisation prefere, la seconde helice est entrainee en rotation par le moteur dans le sens inverse de celui de l'helice non carenee, de maniere a imprimer 5 a une partie d'un flux d'air traversant l'helice non carenee une rotation en sens inverse par rapport a cette derniere. Ainsi, la giration du flux produit par l'helice non carenee est redressee ou tout du moins reduite apres le passage du flux a travers la seconde helice, afin de generer une poussee la plus axiale possible. Avantageusement, la nacelle entoure au moins une partie amont du moteur. 10 D'une part, cela permet de supprimer les ejecteurs pour forcer l'air dans les echangeurs et supprimer les souffleurs pour ventiler le compartiment moteur, grace a la canalisation du flux secondaire par la nacelle. De plus, on peut installer un compartiment feu pour proteger certains equipements dans la partie amont de la nacelle. 15 De preference, l'helice non carenee est montee en amont du moteur. Dans un mode de realisation alternatif, l'helice non carenee peut etre montee en aval du moteur. De preference, la seconde helice est placee en aval de l'helice non carenee. Dans ce cas, cette seconde helice qui est le lieu d'une source de bruit importante a 20 cause de ('interaction avec le sillage de l'helice non carenee en amont peut etre masquee acoustiquement par la nacelle. Dans un autre mode de realisation, la seconde helice est placee en amont de l'helice non carenee. L'invention concerne egalement un aeronef comportant au moins un turbopropulseur 25 tel que decrit precedemment. Breve description des figures : La presente invention sera mieux comprise et d'autres details, caracteristiques et avantages de la presente invention apparaitront plus clairement a la lecture de la 30 description d'un exemple non limitatif qui suit, en reference aux dessins annexes sur lesquels : 6 la figure 1 montre une coupe schematique longitudinale, vue de dessus, d'un turbopropulseur selon l'invention installe sur une partie du fuselage d'un aeronef; la figure 2 montre une vue eclatee en perspective du turbopropulseur de la figure 1 ; les figures 3a et 3b montrent les zones d'impact des pales d'un turbopropulseur a 5 doublet d'helices contrarotatives sur le fuselage de l'aeronef, respectivement vu de dessus et vu de cote ; la figure 4 montre une coupe schematique longitudinale, vue de dessus, d'un second mode de realisation d'un turbopropulseur selon l'invention ; et la figure 5 montre une coupe schematique longitudinale, vue de dessus, d'un 10 troisieme mode de realisation d'un turbopropulseur selon l'invention. Les elements ayant les memes fonctions dans les differentes mises en ceuvre ont les memes references dans les figures. Description de plusieurs modes de realisations : 15 L'invention concerne preferentiellement une turbomachine 1 a helice non carenee telle que representee sur les figures 1 et 2. La turbomachine 1 comporte un compartiment moteur 2 traverse par un flux primaire F1. Un carter structural exterieur 3 du moteur 2 guide le flux primaire F1 au travers de ce dernier et un premier carenage 4 guide un flux secondaire F2 autour du compartiment moteur 2. Le flux primaire F1 entre 20 dans le compartiment moteur 2 par une entrée d'air annulaire 5 et en sort par une tuyere 6. Le moteur 2 comporte preferentiellement un corps haute pression 7 comprenant au moins un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une turbine haute pression, non detailles sur les figures, et un corps basse pression comprenant au moins une turbine basse pression 8 en aval du corps haute pression et un compresseur 25 basse pression 9 en amont. Dans le document, l'amont et l'aval sont Minis en reference au sens principal d'ecoulement des flux primaire F1 et secondaire F2, le long de l'axe longitudinal X de la turbomachine 1. La turbine basse pression 8 entraine un arbre 10. Un reducteur a train epicycloIdal 30 11, situe en amont du compartiment moteur 2, repartit le couple exerce par ('arbre 10 entre deux roues 12, 13, qui tournent en sens inverse autour de l'axe longitudinal X et 7 qui sont situees en amont de ('entree d'air 5 du flux primaire Fl dans le compartiment moteur 2. Ces organes sont tres schematiquement indiques sur la figure 1. La roue 12 la plus amont porte une couronne de pales formant une helice 14 de grand diametre exterieure D1 et poussant un flux d'air F3 traversant le disque des pales 5 entre leurs pieds et leurs extremites radiales exterieures. Une valeur typique du diametre D1 pour un turbopropulseur de ce type destine a un aeronet commercial est de 3,66m. L'helice 14 brasse donc un flux d'air F3 de grand debit et tourne lentement par rapport a la vitesse de rotation de l'arbre 10 de la turbine basse pression 8. La roue 13 aval porte une couronne de pales formant une helice 15 de diametre D2 10 poussant le flux d'air secondaire F2 traversant le disque des pales entre leurs pieds et leurs extremites radiales exterieures. Un capot amont 16 guide l'air autour d'un espace radial interieur, entre le pied des pales des helices 14, 15 et jusqu'a ('entree d'air 5 dans le compartiment moteur 2. Cet espace radial interieur abrite en particulier les organes d'entrainement des roues 12, 13 a partir du reducteur 11. 15 Comme dans un open rotor a doublet d'helices contrarotatives, le turbopropulseur est ici congu pour que l'helice aval 15 imprime au flux F2 un mouvement de rotation qui diminue sensiblement le moment cinetique qu'il a pris au passage de l'helice amont 14. Le reducteur 11 est donc agence pour que les vitesses de rotation des deux helices soient fortement diminuees par rapport a celle de l'arbre 10, tout en laissant passer une 20 puissance importante. Cela explique en particulier le fort besoin de dissipation d'energie thermique au niveau du reducteur 11. Selon ('invention, l'helice aval 15 differe principalement de l'helice aval que l'on trouverait sur un open rotor classique de deux manieres. Tout d'abord, l'helice aval 15 est carenee par une nacelle 17 dont ('entree 17a se 25 situe entre l'helice amont 14 et l'helice aval 15. De ce fait, lors de sa conception, l'helice aval 15 a plus les caracteristiques d'une soufflante que d'une helice, au sens classique de l'avionique. Ses pales torment les aubes de cette soufflante. Avantageusement, la nacelle 16 couvre en aval au moins une partie du compartiment moteur 2. Elle canalise donc le flux secondaire F2 entre elle et le capot amont 16 lorsqu'il traverse l'helice aval 30 15, puis entre elle et le premier carenage 4, apres que le flux secondaire F2 ait alimente en flux primaire Fl ('entree d'air 5 dans le moteur 2. Ici, des bras structuraux 18 prenant 8 appui sur le carter 3 du moteur 2 maintiennent la nacelle 17 en aval de l'helice aval 15. Les bras 18 peuvent etre agences pour servir de redresseurs du flux secondaire F2, complementaires a ('action de la deuxieme helice 15. La nacelle 17 et bras structuraux 18 peuvent porter des echangeurs de chaleur, non representes, pour ref roidir les 5 equipements du moteur 2, notamment le reducteur 11 en utilisant le flux secondaire F2 et/ou le flux F3 traversant la premiere helice 14 et passant autour de la nacelle 17. Des equipements 19 tels que l'electronique de controle du turbopropulseur, sont avantageusement places dans la nacelle 17, en amont du moteur 2, dans une zone qui est froide et qui ne risque pas d'être touchee par le feu en cas d'incident moteur. 10 De preference, la nacelle 17 est bees courte, comme representee sur les figures, pour ne pas penaliser en masse le turbopropulseur 1. Cependant, la nacelle 17 peut etre plus longue s'il s'avere avantageux d'integrer un inverseur de poussee ou un deflecteur, non representes sur les figures, au lieu du systeme de calage de l'helice aval 15 en mode reverse, ou bien pour augmenter la surface de traitement acoustique ou d'echangeur 15 surfacique, elements non representes sur les figures. En deuxieme lieu, le diametre D2 de l'helice aval 13 est ici nettement inferieur a Dl. Pour un diametre D1 de l'helice de 3,66m, une valeur typique de D2 est 2,04m, soit une diminution d'environ 44%. Consecutivement a cela, la nacelle 17 s'inscrit aussi dans un cylindre de diametre D3 autour de l'axe longitudinal X dont la valeur est nettement 20 inferieure a celle du diametre D1 de l'helice amont 14. Dans la conception d'un turbopropulseur selon ('invention le diametre D3 du cylindre dans lequel s'inscrit la nacelle 17 est typiquement inferieur de 40% au diametre exterieur D1 de l'helice amont 14 et, de preference, au moins inferieur de 15% a ce dernier. Par ailleurs, les figures 1 et 2 montrent le turbopropulseur 1 installe sur un aeronef. 25 Ici, un pylone 20, dont la partie structurale 21 est representee a l'interieur d'un carenage 20a sur Ia figure 1, maintient le turbopropulseur 1 sur le cote du fuselage 22 de l'aeronef. Le carenage 20a du pylone 20 presente un bord d'attaque 20aa situe en amont de Ia partie structurale 21. Des suspensions 23 maintiennent le carter 3 du moteur 2 a Ia partie structurale 21 du pylone 20. 30 Du point de vue des performances, Ia diminution de Ia taille de Ia deuxieme helice 15 permet de diminuer fortement Ia trainee sur Ia nacelle 17 par rapport a un 9 turbopropulseur carene double-flux, meme avec soufflantes contrarotatives. Par rapport a ('open rotor, les avantages de performance sont sensiblement maintenus en vol de croisiere grace a la taille de la premiere helice 14 et a ('action de la deuxieme helice 15 sur la partie F2 du flux F3 traversant la premiere helice 14, meme si le turbopropulseur 1 5 peut etre moins performant dans certaines phases, telles que le decollage. En contrepartie la presence de la nacelle 17 permet de retrouver en partie les avantages d'un turbopropulseur carene classique, c'est a dire : - de diminuer la taille des echangeurs de type brique, voire meme de les remplacer completement, en utilisant des echangeurs de surface places sur la paroi externe 10 de la nacelle 17 ou des bras structuraux 18 ; - d'ajouter des traitements acoustiques sur la nacelle 17, la vue en perspective de la figure 2 montre que la nacelle 17 peut masquer le bruit de l'helice aval 15 et une partie du moteur 2 sur un champ angulaire important ; - de placer des equipements 19 dans une zone froide voire dans une zone non feu 15 de la nacelle 17 ; - de realiser un inverseur de poussee classique en arriere de la nacelle 17 ; - de supprimer les ejecteurs pour forcer l'air dans les echangeurs et supprimer les souffleurs pour ventiler le compartiment moteur, grace a la canalisation du flux secondaire F2 par la nacelle 17. 20 Par ailleurs, par rapport a un open rotor, la suppression des systemes mentionnes ci-dessus permet de diminuer le maitre-couple du capotage 4 du moteur 2, ce qui entraine un gain en masse et en trainee. De plus, la reduction de taille de l'helice aval 15 par rapport a un open rotor permet de compenser un peu la masse ajoutee par la nacelle 17. 25 D'autre part, it est possible de faire de la retention d'aube pour l'helice aval 15 au niveau de la nacelle 17. En reference aux figures 3a et 3b, le risque de perte d'aube necessite de blinder une premiere zone 24 du fuselage 22 par rapport a l'helice amont 14 et une deuxieme zone 25 par rapport a l'helice aval 15. L'installation d'un blindage sur la nacelle 17 permet de supprimer la deuxieme zone 25 de blindage sur le fuselage 30 22. L'etendue du blindage a faire sur la nacelle 17 etant plus faible, cela permet de gagner en masse pour l'aeronef dans son ensemble. 10 La demanderesse a egalement developpe le concept d'open rotor avec un doublet d'helices contrarotatives >, situe en aval du moteur, decrit par exemple dans les documents US-A1-2016333709, EP-B1-2555973, US-A1-2013098066. L'invention peut aussi s'appliquer a ce cas. 5 En reference a la figure 4, un turbopropulseur 201 de ce type adapte selon l'invention comporte un compartiment moteur 202 semblable a celui des realisations precedentes, avec les memes elements : entrée d'air 205 du flux primaire F1, compresseur basse pression 209, corps primaire 207, turbine basse pression 206 et tuyere d'ejection 206 du flux primaire. II comporte de meme un carter structural 203 et 10 un capotage exterieur 204. Ici, le moteur 202 etant en amont, ('entree d'air 205 du flux primaire est centrale et le capotage exterieur 204 guide successivement autour du moteur 2 le flux externe F3 traversant l'helice amont 214 puis le flux secondaire, traversant l'helice aval 215. La transmission de puissance est effectuee par un reducteur 211 situe a l'arriere du 15 moteur qui transmet le couple de l'arbre 210 de la turbine basse pression 208 aux deux roues mobiles 212, 213 contrarotatives qui entrainent respectivement l'helice amont 214 et l'helice aval 215. Selon l'invention, comme precedemment, une nacelle 217, dont ('entree 217a se trouve entre l'helice amont 214 et l'helice aval 215, canalise le flux secondaire F2 20 traversant la l'helice aval 215. De meme, les rapports entre les diametres D21, D22 et D23, respectivement de l'helice amont 214, de l'helice aval 215 et du cylindre dans lequel s'inscrit la nacelle 217 sont sensiblement les memes que dans les modes de realisation precedents. Du point de vue des performances aerodynamiques, ce mode de realisation a 25 sensiblement les memes caracteristiques que le premier mode de realisation, illustre a la figure 1. La nacelle 217 est courte, ce qui est un avantage du point de vue masse et elle peut toujours effectuer le masque de l'helice aval 215 du point de vue acoustique et la protection en cas de parte d'aube. 11 Par contre, elle est placee a un endroit autour du moteur ou il est difficile de la fixer et elle offre moins d'avantages pour placer des equipements de refroidissement ou une zone feu, compte tenu de son emplacement. Un autre mode de realisation, toujours pour un open rotor avec le doublet d'helice en 5 mode poussee est illustre sur la figure 5. Le turbopropulseur 301 correspondant reprend les memes elements que celui du mode precedent. Ils ne sont donc pas tous detailles et peuvent etre retrouves sur Ia figure 5. Par contre, les roles de l'helice amont 314 et 315 sont ici inverses. C'est l'helice aval 315 qui a le plus grand diametre D31 et l'helice amont 314 qui est carenee par une 10 nacelle 317, dont Ia sortie 317b se trouve entre les deux helices. Ici, Ia nacelle 317 s'avance devant l'helice amont 314, autour du capot 304 du moteur 302. Elle peut etre fixee au carter structure! 303 du moteur 302 dans cette region amont par des bras structuraux, non representes. De plus, elle canalise le flux secondaire F2 dans une region ou l'on peut placer plus d'equipements de 15 refroidissement du moteur. Du point de vue du rendement aerodynamique, les rapports entre les diametres D31, D32 et D33, respectivement de l'helice Ia plus grande, l'helice aval 315, de l'helice Ia plus petite, l'helice amont 314, et du cylindre dans lequel s'inscrit Ia nacelle 217 sont sensiblement les memes que dans le mode de realisation precedent. Les performances 20 aerodynamiques seront donc sensiblement les memes. L'invention ne se circonscrit pas aux seuls exemples de turbopropulseurs presentes ici. Par exemple, par rapport au dernier mode de realisation decrit, on peut egalement remplacer l'helice amont 314 par une couronne fixe d'aubes a pas variable. Dans ce cas, Ia couronne fixe d'aubes jouera un role de distributeur pour le flux secondaire 25 traversant Ia grande helice aval, semblable au role de redresseur de Ia couronne fixe 115 d'aubes dans le deuxieme mode de realisation. De meme, d'autres REVENDICATIONS1. Turbopropulseur (1) d'aeronef comportant une helice (14) non carenee entrainee en rotation autour d'un axe longitudinal (X) par un moteur (2) de type turbomachine et une seconde helice (15), coaxiale a ladite helice (14) non carenee et de diametre (D2) inferieur a celui (D1) de cette helice, caracterise en ce que le turbopropulseur (1) comporte une nacelle (17) carenant ladite seconde helice (15) et s'arretant longitudinalement entre ('helice (14) non carenee et la seconde helice (15). 2. Turbopropulseur (1) selon la revendication precedente, dans lequel la nacelle (17) s'inscrit a l'interieur d'un cylindre autour de l'axe longitudinal (X) de diametre (D3) inferieur a celui (D1) de ('helice (14) non carenee. 3. Turbopropulseur (1) selon la revendication precedente, dans lequel le diametre (D3) du cylindre dans lequel s'inscrit la nacelle (17) est inferieur d'au moins 10% a celui (D1) de ('helice (14) non carenee. 4. Turbopropulseur (1) selon l'une des revendications precedentes, dans lequel la seconde helice (15) est entrainee en rotation par le moteur (2) dans le sens inverse de celui de ('helice (14) non carenee. 5. Turbopropulseur (1) selon l'une des revendications precedentes, dans lequel la nacelle (17) entoure au moins une partie amont du moteur (2). 6. Turbopropulseur (1) selon l'une des revendications precedentes, dans lequel ('helice (14) non carenee est montee en amont du moteur (2). 7. Turbopropulseur (200) selon l'une des revendications 1 a 5, dans lequel ('helice (214) non carenee est montee en aval du moteur (202). 13 8. Turbopropulseur (1, 200) selon I'une des revendications precedentes, dans lequel la seconde helice (15, 215) est placee en aval de ('helice (14, 214) non carenee. 5 9. Turbopropulseur (300) selon I'une des revendications 1 a 5, dans lequel la seconde helice (315) est placee en amont de ('helice (314) non carenee. 10.Aeronef comportant un turbopropulseur selon I'une des revendications 10 precedentes.