FR 3082229 A1 20191213 FR 1855007 A 20180608 TURBOMACHINE AVEC UNE AUBE PARTIELLE DE COMPRESSION 1. Domaine de l'invention La présente invention concerne le domaine des turbomachines et en particulier à double flux dans lequel circulent des flux d'air d'amont en aval. Elle vise plus précisément des moyens de compression du flux d'air dans la turbomachine. 2. Etat de la technique Il est connu des turbomachines double flux comportant une soufflante mobile disposée en amont d'au moins un compresseur selon la circulation des gaz dans la turbomachine. La turbomachine comprend une veine primaire dans laquelle circule un flux primaire et une veine secondaire dans laquelle circule un flux secondaire, le compresseur étant installé dans la veine primaire. Ces veines primaire et secondaire sont séparées par un carter inter-veine annulaire. Le carter inter-veine porte un bec de séparation annulaire séparant la veine primaire de la veine secondaire. La soufflante comprend des aubes de soufflante avec chacune une extrémité libre en regard d'un carter extérieur de manière d'une part, à assurer une première compression du flux d'air incident dans la turbomachine qui est dirigé vers la veine primaire et d'autre de part, à s'entraîner le débit d'air qui passe dans la veine secondaire afin de fournir une composante non négligeable de la poussée. Le flux d'air circulant dans la veine primaire est classiquement comprimé par un ou des étages de compresseur de la turbomachine avant d'entrer dans la chambre de combustion. L'énergie de combustion est récupérée par un ou des étages de turbine qui participent à l'entraînement des étages de compresseur et de la soufflante. De manière à optimiser les performances de la turbomachine, certaines turbomachines sont équipées d'un compresseur basse pression qui permet de fournir une première compression du flux primaire circulant dans la veine primaire avant de traverser un compresseur haute pression. Cependant, pour les turbomachines qui ne comprennent qu'un unique 2 compresseur, en l'occurrence un compresseur haute pression, seule la soufflante qui est agencée en amont du générateur de gaz permet la compression du flux d'air. L'alimentation du compresseur haute pression est un aspect sensible du dimensionnement de la turbomachine. Les 5 problématiques propres à ce dernier peuvent se traduire en contraintes pour les composants en amont de celui-ci. Des exemples de contraintes, en particulier en amont du compresseur, sont le débit du flux d'air et la distorsion du rotor notamment au niveau d'une portion ayant la forme d'un « col de cygne ». La problématique traitée ici est celle de la pression 10 moyenne d'entrée du flux primaire : dans le cas où celle-ci est insuffisante (au moment de la conception, ou de la re-conception). Une solution est de dimensionner les aubes de la soufflante pour qu'elles compriment davantage le flux d'air destiné au flux primaire au niveau de leurs pieds qu'au niveau de leurs têtes. Toutefois, cette solution devient rapidement limitée, car 15 impliquant des aubages trop chargés en pied, c'est-à-dire que les pieds sont dimensionnés pour supporter des efforts aérodynamiques, par exemple axiaux, importants, et trop peu chargés en tête c'est-à-dire que les têtes sont dimensionnées pour supporter des efforts aérodynamiques moins importants par rapport aux pieds. 20 3. Objectif de l'invention La présente invention a notamment pour objectif de fournir une turbomachine double flux permettant de réaliser une compression supplémentaire du flux d'air primaire tout en évitant des modifications majeures de la configuration de la turbomachine. 25 4. Exposé de l'invention On parvient à réaliser cet objectif, conformément à l'invention, grâce à une turbomachine double flux comprenant : - une soufflante générant un flux d'air et comprenant au moins une rangée annulaire d'aubes de soufflante portées par un rotor d'axe longitudinal X, 30 - un bec de séparation, en aval de la rangée d'aubes de soufflante, séparant le flux d'air en un flux primaire circulant dans une veine primaire 3 annulaire et en un flux secondaire circulant dans une veine secondaire annulaire, et - au moins un compresseur agencé en aval d'une entrée de la veine primaire formée par un bord annulaire du bec de séparation, 5 la turbomachine comprenant en outre une rangée annulaire d'aubes partielles mobiles s'étendant sensiblement radialement depuis le rotor et étant agencée axialement entre la rangée annulaire ou la dernière des rangées annulaires d'aubes de soufflante et l'entrée de la veine primaire, chaque aube partielle présentant une hauteur inférieure ou égale à une 10 hauteur de l'entrée de la veine primaire. Nous entendons par l'expression « aube partielle » une aube de faible hauteur, cette hauteur étant inférieure à celle d'une aube classique, telle que l'aube de soufflante mobile dans une veine de la turbomachine, la hauteur étant mesurée entre un pied et une tête de l'aube suivant l'axe radial. 15 Ainsi, cette solution permet d'atteindre l'objectif susmentionné. En particulier, la rangée annulaire d'aubes partielles permet d'alimenter précisément la veine primaire, dans laquelle est agencé le compresseur et de régler la pression d'alimentation de celle-ci. Le flux d'air subit alors une compression supplémentaire pour alimenter la veine primaire de sorte à 20 améliorer les performances de la turbomachine. Une telle configuration des aubes partielles permet aussi un gain en encombrement par rapport à une architecture avec un compresseur basse pression monté en amont du compresseur haute pression. De plus, la masse de la turbomachine est très peu impactée avec l'installation de ces aubes partielles. Enfin, l'agencement 25 de ces aubes partielles évite d'apporter des modifications structurelles des aubes de soufflante ou de la turbomachine de manière générale pouvant engendrer des coûts et un délai de réalisation importants. Selon une autre caractéristique de l'invention, la hauteur de l'entrée de la veine primaire est mesurée, suivant une direction perpendiculaire à la 30 paroi radialement interne, entre une paroi radialement interne de la veine primaire et le bord annulaire du bec de séparation. 4 Suivant une autre caractéristique de ce mode de réalisation, la rangée annulaire d'aubes partielles est disposée dans une zone du rotor présentant un diamètre maximal. Une telle configuration permet de réduire la taille de chaque aube partielle et ainsi de limiter la masse de l'étage d'aubes 5 partielles. Suivant encore une autre caractéristique de l'invention, chaque aube partielle présente une extrémité libre sensiblement curviligne. Une telle configuration permet de ne pas augmenter l'incidence du bec de séparation. Le flux aérodynamique n'est pas perturbé. 10 Suivant une autre caractéristique de ce mode de réalisation, la turbomachine comprend au moins une rangée annulaire d'aubes de redresseur située entre une rangée annulaire d'aubes de soufflante d'une soufflante à n rangée et la rangée annulaire d'aubes partielles. Selon une autre caractéristique de l'invention, la soufflante comprend 15 un seul étage annulaire d'aubes de soufflante. Selon une autre caractéristique de l'invention, la soufflante comprend plusieurs étages annulaires d'aubes de soufflantes disposés suivant l'axe longitudinal X, entre chaque aube de soufflante étant agencée une rangée annulaire d'aubes de redresseur, la rangée annulaire d'aubes partielles étant 20 disposée en aval de la dernière rangée d'aubes de redresseur. Selon une autre caractéristique de l'invention, la turbomachine comprend au moins un bras structural s'étendant radialement dans la veine primaire et/ou dans la veine secondaire. Suivant une autre caractéristique, le bras structural présente un bord 25 d'attaque en amont d'un bord de fuite, le bord d'attaque étant défini dans un premier plan situé en amont d'un deuxième plan dans lequel est défini le bord annulaire du bec de séparation et la rangée annulaire d'aubes partielles étant disposée en amont du bras structural. Suivant un autre mode de réalisation de l'invention, la turbomachine 30 comprend un générateur de gaz d'axe longitudinal X comportant le compresseur et la soufflante en amont du compresseur, et au moins deux hélices non carénées entraînées en rotation par le générateur de gaz via un 5 système de transmission de puissance, les hélices étant agencées de part et d'autre de l'axe longitudinal et chaque hélice présentant un axe déporté par rapport à celui du générateur de gaz. L'invention concerne également un aéronef comprenant une 5 turbomachine présentant au moins l'une quelconque des caractéristiques susmentionnées. Suivant une caractéristique de cet aéronef, le générateur de gaz est agencé à l'arrière du fuselage et dans le fuselage. 5. Brève description des figures 10 L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés. 15 Sur ces dessins : La figure 1 est une vue très schématique et partielle d'une turbomachine double flux à laquelle s'applique l'invention avec un étage d'aubes partielles disposé en amont d'une entrée d'une veine primaire de la turbomachine; et 20 La figure 2 est une vue très schématique et partielle d'un aéronef équipé d'un autre mode de réalisation de turbomachine double flux selon l'invention équipée d'hélices déportées par rapport à l'axe du générateur de gaz. 6. Description de modes de réalisation de l'invention 25 La figure 1 illustre une turbomachine 1 telle qu'un turboréacteur pour aéronef à laquelle s'applique l'invention. Un exemple d'aéronef auquel s'applique l'invention est un avion. Cette turbomachine 1 est ici une turbomachine double flux qui s'étend suivant un axe longitudinal X. La turbomachine double flux comprend de manière générale un 30 générateur de gaz 2 en amont duquel est montée une soufflante 3. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et par 6 rapport à l'axe longitudinal X. Les termes « externe », « extérieur », « intérieur », « interne » et « radial » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l'axe longitudinal X et au regard de l'éloignement par rapport à l'axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend un carter externe 5 4 annulaire par rapport à l'axe longitudinal X, qui entoure le générateur de gaz 2 et la soufflante 3. La turbomachine 1 comprend une entrée d'air 5 en amont de la soufflante 3 laquelle génère et comprime un flux d'air entrant dans la turbomachine et se séparant en un flux primaire ou flux d'air chaud circulant 10 dans une veine primaire 6 annulaire et en un flux secondaire ou flux d'air froid circulant dans une veine secondaire 7 annulaire. Le flux primaire et le flux secondaire sont séparés par un carter inter-veine 8 annulaire. La veine secondaire, s'étend radialement à l'extérieur de la veine primaire. Le flux primaire traverse d'amont en aval un ensemble de compresseur, une 15 chambre de combustion et un ensemble de turbine formant le générateur de gaz alors que le flux secondaire circule autour du générateur de gaz. Dans l'exemple illustré, la turbomachine comprend un compresseur haute pression 9, une chambre de combustion (non représentée) et une turbine haute pression (non représentée). Le compresseur 9 comprend 20 plusieurs étages de compresseur. Ici sont représentés deux étages d'aubes de stator 9a de compresseur qui sont alternés suivant l'axe longitudinal avec un étage d'aubes mobiles 9b de compresseur. Les aubes de stator du compresseur sont montées sur le carter inter-veine 8, et en particulier une surface radialement interne. Les aubes mobiles du compresseur sont portées 25 par un carter interne 12, ici par une paroi radialement externe 23. La turbine haute pression peut comprendre plusieurs étages de turbine également pour entraîner le compresseur via l'intermédiaire d'arbres d'entraînement et par prélèvement des gaz de combustion issus de la chambre de combustion. Les gaz de combustion sont expulsés dans l'atmosphère à travers une tuyère 30 participant à la poussée de la turbomachine. Les veines primaire et secondaire 6, 7 sont coaxiales. La veine secondaire 7 est délimitée radialement par le carter externe 4 et le carter- 7 inter veine 8 annulaire entourant le compresseur 9. Un bec de séparation 10 permet de séparer le flux primaire du flux secondaire. Le bec de séparation 10 est agencé en amont du carter inter-veine et prolonge celui-ci vers l'amont, axialement. Le bec de séparation 10 comprend également un bord 5 annulaire 11 qui délimite, avec la paroi radialement externe 23 du carter interne 12, l'entrée de la veine primaire 6. Le compresseur 9 haute pression est agencée en aval de l'entrée d'air de la veine primaire 6. Cette dernière est délimitée radialement par le carter interne 12 annulaire et le carter inter-veine 8. 10 La soufflante 3 comprend au moins une rangée annulaire d'aubes de soufflante 13 s'étendant radialement depuis un rotor 14 de soufflante d'axe longitudinal X. Comme cela est illustré sur la figure 1, la soufflante 3 comprend plusieurs étages d'aubes de soufflante 13 suivant l'axe longitudinal X. Dans cet exemple, deux étages de rangées annulaires 15 d'aubes de soufflante 13 s'étendent radialement depuis le rotor 14 de soufflante. Chaque aube de soufflante 13 présente un bord d'attaque 15, amont et un bord de fuite 16, aval opposées axialement (suivant l'axe longitudinal X). Les aubes de soufflante 13 présentent chacune un pied 17 implantée dans le rotor 14 lequel est traversé par l'arbre de soufflante et une 20 tête 18 en regard du carter externe 4. La turbomachine comprend également au moins un étage d'aubes de stator 19 ou fixe, radiale, connue sous le terme d'aube de redresseur de soufflante ou d'aube de guidage de flux de soufflante. L'aube de redresseur permet donc de redresser le flux d'air généré par la soufflante. Dans la 25 présente invention, nous entendons par le terme « aube fixe » ou « aube de stator », une aube qui n'est pas entraînée en rotation autour de l'axe longitudinal X de la turbomachine. En d'autres termes, cette aube de redresseur 19 est distincte et contraire à une aube mobile ou de rotor de la turbomachine. Plusieurs aubes de redresseur 19 sont agencées 30 transversalement dans le flux d'air. Ces aubes de redresseur 19 sont régulièrement réparties autour de l'axe X de la turbomachine. Chaque aube de redresseur 19 s'étend radialement entre le rotor 14 de soufflante et le 8 carter externe 4. Celles-ci sont solidarisées au carter externe 4. Dans le présent exemple, trois rangées annulaires d'aubes de redresseur 19 sont alternées avec les rangées annulaires d'aubes de soufflante 13 suivant l'axe longitudinal X. En particulier, une première rangée annulaire d'aubes de 5 redresseur est disposée en amont de la première rangée annulaire d'aubes de soufflante. Cette première rangée d'aubes de redresseur 19 est disposée immédiatement à l'entrée d'air 5 de la turbomachine. De même, une dernière rangée annulaire d'aubes de redresseur 19 est disposée en aval de la dernière rangée annulaire d'aubes de soufflantes 13. 10 La turbomachine 1 comprend également une rangée d'aubes partielles 20 mobiles s'étendant sensiblement radialement depuis le rotor 14. Ces aubes partielles permettent d'assurer une compression supplémentaire du flux d'air destiné à alimenter la veine primaire pour améliorer les performances de la turbomachine. La rangée annulaire d'aubes partielles 20 15 est située en amont de l'entrée de la veine primaire. En particulier, la rangée d'aubes partielles 20 est agencée axialement entre la rangée annulaire d'aubes de soufflante 13 (ou la dernière des rangées annulaires d'aubes de soufflante) et l'entrée de la veine primaire 6. Comme cela est visible sur la figure 1, la rangée annulaire d'aubes partielles 20 est située en aval de la 20 dernière rangée annulaire d'aubes de redresseur 19. Chaque aube partielle 20 s'étend radialement depuis le rotor 14. Celles-ci présentent chacune une première extrémité 21 implantée dans le rotor 14 et une deuxième extrémité libre 22 en regard du carter externe 4. La première et la deuxième extrémités sont opposées radialement. L'extrémité libre 22 de chaque aube partielle 20 25 est sensiblement curviligne de manière à ne pas perturber le flux d'air aérodynamique secondaire. Avantageusement, mais non limitativement, la rangée annulaire d'aubes partielles 20 est agencée dans une zone du rotor 14 présentant un diamètre maximal. Suivant l'exemple représenté sur la figure 1, les aubes 30 partielles 20 s'étendent radialement au niveau de la portion du rotor en forme de « col de cygne ». Cette dernière est localisée en amont de l'entrée de la veine primaire ou encore en amont du bec de séparation. De la sorte, les 9 dimensions de chaque aube partielle 20 et notamment leur hauteur sont limitées ce qui limite l'impact sur la traînée. Bien entendu, la rangée annulaire d'aubes partielles peut être disposée n'importe où sur la portion du rotor en forme de « col de cygne » et pas nécessairement au niveau du 5 diamètre maximal de celle-ci. Par exemple, la rangée annulaire d'aubes partielles 20 peut être disposée immédiatement à l'entrée de la veine primaire, ou encore radialement en-dessous du bord annulaire 11 du bec de séparation 10. En particulier, la hauteur de chaque aube partielle 20 est inférieure ou 10 égale à la hauteur de l'entrée de la veine primaire. De même, la hauteur de chaque aube partielle 20 est inférieure à celle de la veine primaire 6. Toutes les aubes partielles 20 présentent la même hauteur et sont également de hauteur inférieure à celle des aubes de soufflante. La hauteur de l'entrée de la veine primaire correspond à la distance mesurée entre la paroi 15 radialement externe 23 du carter interne 12 et le bord annulaire 11 du bec de séparation 10. Cette distance est mesurée en particulier suivant une direction qui est perpendiculaire à la paroi radialement externe du carter interne 12. Cette direction peut être parallèle à l'axe radial ou comporter une composante transversale à l'axe radial. En d'autres termes, la rangée 20 annulaire d'aubes partielles 20 s'étend suivant l'axe radial ou est légèrement inclinée par rapport à l'axe radial. Dans le présent exemple, la paroi radialement externe 23 se prolonge vers l'amont vers la paroi du rotor 14. De manière avantageuse, mais non limitativement, la turbomachine comprend en outre au moins un bras structural 30 s'étendant radialement 25 dans la veine primaire 6 et dans la veine secondaire 7. Dans le présent exemple, plusieurs bras structuraux 30 s'étendent autour de l'axe longitudinal X. Chaque bras structural s'étend entre le carter externe 4 et le rotor 14. Chaque bras structural 30 présente un bord d'attaque 31 et un bord de fuite 32 opposés suivant l'axe longitudinal X. Le bord d'attaque 31 du bras 30 structural 30 est défini dans un premier plan situé en amont d'un deuxième plan dans lequel est défini le bord annulaire 11 du bec de séparation 10. Bien entendu, le plan du bord d'attaque peut être disposé en aval du plan du bord 10 annulaire du bec de séparation. La rangée annulaire d'aubes partielles 20 est disposée en amont de la rangée de bras structuraux 30. Les bras structuraux peuvent permettent de redresser le flux à l'entrée des veines primaire et secondaire ou à faire passer des câbles ou servitudes. 5 Sur la figure 2 est représenté un autre exemple de turbomachine à laquelle s'applique l'invention. Il s'agit d'une turbomachine double flux installée à l'arrière d'un fuselage 35 d'un aéronef 40 d'axe B. Les références numériques correspondantes des éléments de la turbomachine décrits précédemment sont conservées dans la suite de la description. La 10 turbomachine comprend également au moins un générateur de gaz 2 d'axe longitudinal X sensiblement parallèle à l'axe B et qui est agencé à l'arrière du fuselage 35. Cette turbomachine 1 est un turboréacteur à hélices non carénées. Les aubes partielles 20 trouvent également leur application dans ces turbomachines doubles flux dont le générateur de gaz 2 est enterré dans 15 le fuselage pour comprimer davantage le flux d'air destiné à alimenter la veine primaire. Dans ce mode de réalisation, deux turbomachines sont montées sur l'aéronef 40. Chaque turbomachine 1 comprend un générateur de gaz 2 d'axe longitudinal X et au moins une hélice 41 entrainée par le générateur de gaz 2 via un système de transmission de puissance 42. Les 20 deux générateurs de gaz 2 sont distincts. Ceux-ci sont agencés dans le fuselage 35, à l'arrière de ce dernier, soit au niveau de la queue du fuselage. De manière plus précise, les générateurs de gaz 2 sont enveloppés par le fuselage 35. L'hélice 41 est déportée par rapport à l'axe du générateur de gaz 2 qui l'entraîne. En d'autres termes, l'axe de l'hélice 41 n'est pas coaxial 25 à l'axe du générateur de gaz parallèle à l'axe du fuselage et n'est pas coaxial à l'axe longitudinal non plus. Les deux hélices 41 sont donc agencées de part et d'autre du fuselage. Une telle configuration permet de réduire la traînée de la turbomachine. Bien entendu, dans un autre mode de réalisation non illustré, un 30 unique générateur de gaz est agencé dans le fuselage, à l'arrière de celui-ci, et qui entraîne deux hélices non carénées, d'axes déportés de l'axe du générateur de gaz, via un système de transmission de puissance. 11 Une tuyère d'échappement 44 des gaz est agencée en aval de chaque générateur de gaz 2 de manière à éjecter le flux de gaz chaud suivant l'axe longitudinal et à l'arrière du fuselage. La tuyère d'échappement 44 des gaz est de manière avantageuse située dans la continuité 5 aérodynamique de la turbine. Suivant la configuration de ce mode de réalisation, le flux d'air entrant dans la turbomachine est comprimé dans l'ensemble de compresseurs, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion. Les gaz de combustion engendrés passent ensuite dans l'ensemble de turbines pour 10 entraîner, via le système de transmission de puissance, les hélices qui permettent la poussée. Les gaz de combustion sont expulsés à travers la tuyère 44 en participant à la poussée de la turbomachine. Les deux hélices 41 sont non carénées. Ces deux hélices sont disposées de part et d'autre du fuselage 35 de l'aéronef suivant l'axe 15 longitudinal. Ici, la turbomachine comprend deux doublets d'hélices non carénées et contrarotatives. Chaque doublet d'hélices comprend également une hélice amont et une hélice aval. Les hélices amont et aval de chacun des doublets sont entraînées en rotation inverse. Comme énoncé précédemment, chaque doublet d'hélices est monté suivant un axe décalé 2 0 par rapport à l'axe du générateur de gaz qui les entraîne. Les hélices amont et aval de chaque doublet sont disposées dans des plans parallèles radiaux, lesquels sont perpendiculaires à l'axe longitudinal. Les rotors des doublets d'hélices sont chacun porté par une nacelle 43. Cette dernière est également portée par un pylône 45 s'étendant de manière latérale à l'arrière du fuselage 25 35 par rapport à un axe transversal perpendiculaire à l'axe longitudinal. Chaque hélice 41 présente un diamètre sensiblement égal à deux fois la section du fuselage, en particulier à l'arrière, où sont agencés les générateurs de gaz 2. Chaque nacelle 43 portant les rotors d'hélices 41 présente également un diamètre qui est inférieur au diamètre de la section 3 0 du fuselage, à l'arrière, où sont agencés les générateurs de gaz 2. Cela permet de rapprocher les hélices 41 vers le fuselage à iso performance. Cela permet également de faciliter la maintenance des turbomachines en cas de 12 panne et de réduire les contraintes des pylônes. Chaque doublet d'hélices REVENDICATIONS1. Turbomachine (1) double flux d'axe longitudinal X comprenant : - une soufflante (3) générant un flux d'air et comprenant au moins une rangée annulaire d'aubes de soufflante (13) portées par un rotor (14) d'axe longitudinal X, - un bec de séparation (10), en aval de la rangée d'aubes de soufflante (13), séparant le flux d'air en un flux primaire circulant dans une veine primaire (6) annulaire et en un flux secondaire circulant dans une veine secondaire (7) annulaire, et - au moins un compresseur (9) agencé en aval d'une entrée de la veine primaire (6) formée par un bord annulaire (11) du bec de séparation (10), caractérisée en ce que la turbomachine (1) comprend en outre une rangée 15 annulaire d'aubes partielles (20) mobiles s'étendant sensiblement radialement depuis le rotor (14) et étant agencée axialement entre la rangée annulaire ou la dernière des rangées annulaires d'aubes de soufflante (13) et l'entrée de la veine primaire (6), chaque aube partielle (20) présentant une hauteur inférieure ou égale à une hauteur de l'entrée de la veine primaire (6). 20 2. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la rangée annulaire d'aubes partielles (20) est disposée dans une zone du rotor (14) présentant un diamètre maximal. 25 3. Turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque aube partielle (20) présente une extrémité libre (22) sensiblement curviligne. 4. Turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications 30 précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une rangée annulaire d'aubes de redresseur (19) située entre une rangée annulaire 14 d'aubes de soufflante (13) d'une soufflante (3) à n rangée et la rangée annulaire d'aubes partielles. 5. Turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications 5 précédentes, caractérisée en ce que la soufflante (3) comprend un seul étage d'aubes de soufflante (13). 6. Turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la soufflante (3) comprend plusieurs étages d'aubes 10 de soufflante (13) disposés suivant l'axe longitudinal X, entre chaque aube de soufflante (13) étant agencée une rangée annulaire d'aubes de redresseur (19), la rangée annulaire d'aubes partielles (20) étant disposée en aval de la dernière rangée d'aubes de redresseur (19). 7. Turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un bras structural (30) s'étendant radialement dans la veine primaire (6) et/ou dans la veine secondaire (7). 8. Turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce qu'elle comprend un générateur de gaz (2) d'axe longitudinal X comportant le compresseur (9) et la soufflante (3) en amont du compresseur (9), et au moins deux hélices (41) non carénées entraînées en rotation par le générateur de gaz (2) via un système de transmission de puissance (42), les hélices (41) étant agencées de part et d'autre de l'axe longitudinal X et chaque hélice (41) présentant un axe déporté par rapport à celui du générateur de gaz (2). 9. Aéronef (40) caractérisé en ce qu'il comprend au moins une turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.