FR 3090745 A1 20200626 FR 1913970 A 20191209 Description Titre de l'invention : Moteur à turbine à gaz à faible bruit [0001] La présente description concerne un moteur à turbine à gaz ayant une signature de bruit améliorée. [0002] Les moteurs à turbine à gaz sont typiquement optimisés pour fournir un rendement élevé, parce que celui-ci entraîne généralement une consommation de carburant plus basse, et donc des coûts de fonctionnement plus bas. Cependant, le bruit engendré par un moteur à turbine à gaz utilisé pour propulser un aéronef est un facteur important du fait de l'impact que le bruit d'aéronef peut avoir sur les communautés. [0003] En ce sens, des moteurs à turbine à gaz engendrent une proportion significative du bruit produit par un aéronef. Les réglementations définissent un « niveau effectif de bruit perçu » (EPNL) qui est une mesure de l'impact du bruit engendré tel que perçu par l'oreille humaine, en tenant compte de facteurs tels que la fréquence, le niveau absolu, les composantes tonales et la durée du bruit. [0004] Un moteur à turbine à gaz à double flux comprend un certain nombre de sources de bruit différentes. Par exemple, la soufflante elle-même est une source de bruit, et ce bruit de soufflante peut être séparé en deux composantes distinctes : une composante qui émane dans une direction vers l'avant à partir de l'avant du moteur ; et une composante qui émane dans une direction vers l'arrière depuis l'arrière du moteur. D'autres sources de bruit incluent (mais sans s'y limiter) le bruit provenant du courant-jet évacué du moteur, le bruit provenant de la turbine à l'arrière du moteur, et le bruit provenant de l'installation du moteur sur l'aéronef. [0005] 11 est souhaitable de réduire le bruit perçu d'un moteur à turbine à gaz de façon à réduire l'impact du bruit sur l'oreille humaine. [0006] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : [0007] un coeur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de coeur reliant la turbine au compresseur ; [0008] une soufflante située en amont du coeur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et [0009] un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de coeur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de coeur, dans lequel : [0010] pendant le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de l'air est aspiré dans l'avant du moteur et évacué par l'arrière du moteur sous la forme d'un jet ; et [0011] la contribution combinée du jet et de la turbine au niveau effectif de bruit perçu (EPNL) au niveau d'un point de référence latéral au décollage, défini comme le point sur une ligne parallèle à et à 450 m de la ligne centrale de piste où l'EPNL est maximal 2 pendant le décollage, est dans la plage allant de 3 EPNdB à 15 EPNdB inférieure à l'EPNL total de moteur au niveau du point de référence latéral au décollage. [0012] Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz fixé à un aéronef, dans lequel le moteur à turbine à gaz comprend : [0013] un coeur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de coeur reliant la turbine au compresseur ; [0014] une soufflante située en amont du coeur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et [0015] un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de coeur et délivre en sortie un en- traînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de coeur, et dans lequel [0016] le procédé comprend l'utilisation du moteur à turbine à gaz pour fournir une poussée à l'aéronef pour le décollage à partir d'une piste, pendant lequel : [0017] de l'air est aspiré dans l'avant du moteur et évacué de l'arrière du moteur sous la forme d'un jet ; et [0018] la contribution combinée du jet et de la turbine au niveau effectif de bruit perçu (EPNL) au niveau d'un point de référence latéral au décollage, défini comme le point sur une ligne parallèle à et à 450 m de la ligne centrale de piste où l'EPNL est maximal pendant le décollage, est dans la plage allant de 3 EPNdB à 15 EPNdB, éventuellement 5 EPNdB à 13 EPNdB, inférieure à l'EPNL total de moteur au niveau du point de référence latéral au décollage. [0019] Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz, dans lequel le moteur à turbine à gaz comprend : [0020] un coeur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de coeur reliant la turbine au compresseur ; [0021] une soufflante située en amont du coeur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et [0022] un réducteur qui reçoit une entrée depuis l'arbre de coeur et délivre en sortie un en- traînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre de coeur, et dans lequel [0023] le procédé comprend le décollage à partir d'une piste, pendant lequel : [0024] de l'air est aspiré dans l'avant du moteur et évacué de l'arrière du moteur sous la forme d'un jet ; et [0025] la contribution combinée du jet et de la turbine au niveau effectif de bruit perçu (EPNL) au niveau d'un point de référence latéral au décollage, défini comme le point sur une ligne parallèle à et à 450 m de la ligne centrale de piste où l'EPNL est maximal pendant le décollage, est dans la plage allant de 3 EPNdB à 15 EPNdB, éventuellement 5 EPNdB à 13 EPNdB, inférieure à l'EPNL total de moteur au niveau du point de 3 référence latéral au décollage. [0026] Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz comprenant au moins un (par exemple, 2 ou 4) moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. [0027] Selon n'importe quel aspect, la contribution combinée du jet et de la turbine à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage peut être dans la plage allant de 5 EPNdB à 13 EPNdB inférieure à l'EPNL total de moteur au niveau du point de référence latéral au décollage. [0028] Comme il est fait référence ici, y compris dans les revendications, le niveau effectif de bruit perçu (EPNL) est tel que calculé de manière classique, tel que défini dans l'Appendice 2 de la Cinquième édition (juillet 2008) de l'Annexe 16 (Protection de l'environnement) à la Convention relative à l'aviation civile internationale, Volume 1 (Bruit d'aéronef). Dans un souci d'exhaustivité, le calcul de l'EPNL à partir de données de bruit mesurées est tel que défini dans la Section 4 de l'Appendice 2 de la Cinquième édition (juillet 2008) de l'Annexe 16 (Protection de l'environnement) à la Convention relative à l'aviation civile internationale, Volume 1 (Bruit d'aéronef), de la page APP 2-13 à APP 2-21. Dans un souci d'exhaustivité, l'EPNL est défini aux conditions atmosphériques de référence fournies dans la Section 3.6.1.5 de la Cinquième édition (juillet 2008) de l'Annexe 16 (Protection de l'environnement) à la Convention relative à l'aviation civile internationale, Volume 1 (Bruit d'aéronef). [0029] Comme il est fait référence également ici, le point de référence latéral au décollage est défini comme le point sur une ligne parallèle à et à 450 m de la ligne centrale de piste où l'EPNL est maximal pendant le décollage, comme défini dans la Section 3.3.1, a), 1) de la Cinquième édition (juillet 2008) de l'Annexe 16 (Protection de l'environnement) à la Convention relative à l'aviation civile internationale, Volume 1 (Bruit d'aéronef). [0030] D'une manière classique, la contribution relative du jet et de la turbine à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage serait une plus grande proportion de l'EPNL total de moteur (c'est-à-dire l'EPNdB combiné du jet et de la turbine serait plus proche de l'EPNdB total du moteur). [0031] Les présents inventeurs ont réalisé que pour une puissance donnée de moteur à turbine à gaz, l'utilisation d'un réducteur entre la soufflante et la turbine qui entraîne la soufflante permet au bruit combiné de jet et de turbine d'être réduit par rapport au reste du bruit de moteur. [0032] Sans être lié par l'une quelconque théorie particulière, le bruit de jet peut être réduit parce que, pour un niveau de poussée donné, de tels moteurs peuvent avoir des soufflantes de grand diamètre, avec de faibles vitesses de rotation, qui permettent que la poussée requise soit fournie par l'intermédiaire d'un débit massique élevé mais avec une faible vitesse de jet. Une telle vitesse de jet relativement faible peut être au moins en partie responsable du bruit de jet relativement bas pour un niveau de poussée donné. [0033] De même, sans être lié par l'une quelconque théorie particulière, l'utilisation d'un réducteur entre la soufflante et la turbine qui entraîne la soufflante peut permettre au bruit de turbine d'être réduit par rapport au reste du moteur, parce que la vitesse de rotation accrue de la turbine (par rapport à la soufflante) permet à la fréquence d'au moins certaines des tonalités engendrées par la turbine (dont au moins certaines peuvent être désignées fréquences fondamentales de passage d'aube) d'être augmentées. De telles fréquences accrues peuvent également être soumises à une augmentation d'atténuation atmosphérique par rapport à des fréquences classiques de turbine. À ce titre, ces tonalités sont moins bien perçues par l'oreille humaine (et éventuellement au moins certaines tonalités ne sont pas du tout perçues par l'oreille humaine), et sont donc données à une pondération plus faible dans le calcul d'EPNL (même une pondération nulle si la fréquence est suffisamment élevée), ce qui réduit la contribution du bruit de turbine à l'EPNL du moteur. [0034] Éventuellement, selon n'importe quel aspect, la contribution du jet à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage peut être dans la plage allant de 0 EPNdB à 15 EPNdB, éventuellement 2 EPNdB à 12 EPNdB, inférieure à la contribution du bruit de soufflante émanant de l'arrière du moteur à IEPNL au niveau du point de référence latéral au décollage. [0035] Le bruit de jet peut comprendre le bruit engendré par le flux quittant le coeur du moteur et le flux quittant un conduit de contournement. Comme il est fait référence ici, le conduit de contournement peut être défini radialement à l'extérieur du coeur de moteur et radialernent à l'intérieur d'une nacelle. La majorité du bruit de jet peut être engendrée par le flux quittant le conduit de contournement. [0036] La vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement peut être dans la plage allant de 200 mis à 275 mis, 200 mis à 270 mis, par exemple 200 m/s à 265 m/s, par exemple 230 m/s à 265 m/s au niveau du point de référence latéral au décollage. [0037] Le fait de commander la vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement afin qu'elle soit dans les plages ci-dessus peut au moins en partie faciliter la réduction de bruit de jet, tout en conservant un rendement de propulsion élevé. Sans être lié par l'une quelconque théorie particulière, ceci peut être dû à une réduction de la résistance de la couche de cisaillement entre le flux de contournement et l'air voisin à mesure que le flux de contournement quitte le moteur. [0038] La vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement au niveau d'un point de référence latéral au décollage peut être dans la plage allant de 50 m/s à 90 m/s plus basse, éventuellement 55 m/s à 85 mis plus basse, éventuellement 60 m/s à 85 m/s plus basse, que la vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement aux conditions de croisière. [0039] La fourniture et/ou le fonctionnement d'un moteur de telle sorte que la vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement au niveau d'un point de référence latéral au décollage est dans les plages ci-dessus inférieure à celle en croisière peut signifier que le bruit engendré au niveau du point de référence latéral au décollage est réduit. Ceci peut être à cause de la réduction de la résistance de la couche de cisaillement entre le flux de contournement et l'air voisin à mesure que le flux de contournement quitte le moteur. Dans des moteurs classiques, l'importance de cette différence serait plus basse. En termes de bruit d'un aéronef, ceci peut être particulièrement significatif, parce que le bruit engendré au décollage, lorsque l'aéronef est proche du sol et potentiellement proche de communautés, peut avoir un impact plus significatif que le bruit engendré en croisière. [0040] Selon n'importe quel aspect, le nombre de Mach relatif de l'extrémité de chaque aube de soufflante peut être dans la plage allant de 0,8 M à 1,09 M, éventuellement 0,9 M à 1,08 M, éventuellement 1,0 M à 1,07 M, éventuellement inférieur à 1,09 M au niveau du point de référence latéral au décollage. [0041] Un tel nombre de Mach relatif - qui est inférieur à des conceptions classiques - peut aider à garantir que la vitesse de sortie de flux de contournement, et donc le bruit de jet, soit inférieure à des moteurs classiques d'un niveau de poussée similaire. En plus ou en variante, un tel nombre de Mach relatif à l'extrémité de chaque aube de soufflante peut aider à réduire le bruit engendré par la soufflante. En particulier, le fait d'avoir un tel nombre de Mach relatif à l'extrémité de soufflante au niveau du point de référence latéral au décollage fait en sorte que le bruit supersonique engendré par la soufflante est maintenu à un niveau acceptable, et réduit le niveau de bruit de soufflante se propageant vers l'avant du moteur par rapport à des conceptions classiques. En tant que bénéfice supplémentaire ou alternatif, ceci, à son tom-, peut réduire la quantité de revêtement acoustique requis sur l'admission du moteur, ce qui peut faciliter une admission plus courte. Pour des moteurs à turbine à gaz ayant les diamètres de soufflante auxquels il est fait référence ici (qui sont plus grands que de nombreux moteurs précédents), l'admission peut contribuer significativement à la traînée aérodynamique sur le moteur pendant l'utilisation, et donc la possibilité de réduire son importance peut être particulièrement avantageuse. [0042] Tel qu'il est utilisé ici, le nombre de Mach relatif à l'extrémité de l'aube de soufflante peut être défini comme la somme vectorielle du nombre de Mach axial du fait de la vitesse avant du moteur et du nombre de Mach de rotation du fait de la rotation des aubes de soufflante autour de l'axe de moteur. [0043] Le nombre de Mach relatif de l'extrémité de chaque aube de soufflante ne peut pas dépasser 1,09 M pendant le décollage d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est 6 fixé. Par exemple, le nombre de Mach relatif de l'extrémité de chaque aube de soufflante peut avoir une valeur maximale dans la plage allant de 0,8 M à 1,09 M, éventuellement 0,9 M à 1,08 M, éventuellement 1,0 M à 1,07 M pendant le décollage d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est fixé. En ce sens, le décollage peut être considéré comme durant au moins aussi longtemps que nécessaire pour déterminer le point maximal de l'EPNL entre le relâchement du frein et la fin de la montée de l'aéronef. Dans la pratique, il se trouve vraisemblablement au sein d'une distance horizontale de 10 km ou moins après relâchement du frein. [0044] Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et l'extrémité d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0045] La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Géné- ralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante au niveau du point de référence latéral au décollage peut être inférieure à 2800 tr/min, par exemple inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante au niveau du point de référence latéral au décollage pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 220 cm à 290 cm (par exemple 230 cm à 270 cm) peut être dans la plage allant de 1700 tr/min à 2800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 2000 tr/min à 2600 tr/min, par exemple dans la plage allant de 2000 tr/min à 2500 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante au niveau du point de référence latéral au décollage pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 320 cm à 400 cm (par exemple 330 cm et 370 cm) peut être dans la plage allant de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1400 tr/min à 1600 tr/min. [0046] Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n'importe quel rapport de contournement souhaité, où le rapport de contournement est 7 défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de contournement au débit massique du flux à travers le coeur aux conditions de croisière. Dans certains agencements le rapport de contournement peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 et 20. Par exemple le rapport de contournement peut être dans la plage allant de 12,5 à 18, par exemple 13 à 18, par exemple 13 à 17. Lc rapport de contournement peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Lc conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur de coeur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. [0047] Selon n'importe quel aspect, le rapport de la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement à la pression totale moyenne du flux au niveau de l'entrée de soufflante, peut être dans la plage allant de 1,25 à 1,5, éventuellement 1,35 à 1,45, au niveau du point de référence latéral au décollage. Cette caractéristique facultative peut, pour certains agencements, aider à faciliter la vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement et/ou un bruit de jet réduit. [0048] Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une admission qui s'étend en amont des aubes de soufflante. Une longueur d'admission L peut être définie comme la distance axiale entre le bord d'attaque de l'admission et le bord d'attaque des aubes de soufflante au niveau du moyeu. Le diamètre de soufflante D peut être le diamètre de la soufflante au niveau du bord d'attaque des extrémités des aubes de soufflante. Le rapport L/D peut être dans la plage allant de 0,2 à 0,5, éventuellement 0,25 à 0,5, éventuellement 0,3 à 0,5, éventuellement 0,32 à 0,49, éventuellement 0,33 à 0,48. [0049] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, l'utilisation d'un réducteur entre la soufflante et la turbine qui entraîne la soufflante peut permettre au bruit de turbine d'être réduit par rapport au reste du moteur. [0050] La turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut comprendre au moins deux étages de rotor axialement séparés. Par exemple, la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut comprendre deux, trois, quatre, cinq ou plus de cinq étages de rotor axialement séparés. Un étage de rotor peut faire partie d'un étage de turbine qui comprend également un étage d'aube de stator, qui peut être axialement séparé de l'étage de rotor respectif de l'étage de turbine. Chaque étage de rotor de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut être séparé d'au moins un étage de rotor immédiatement en amont et/ou en aval par une rangée d'aubes de stator. [0051] Éventuellement, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 320 cm à 8 400 cm, et la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut comprendre 4 étages. Éventuellement en outre, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 220 cm à 290 cm, et la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut comprendre 3 étages. [0052] Le nombre d'aubes de turbine dans les étages de rotor de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut influencer la fréquence d'au moins certaines des tonalités engendrées par la turbine, et ainsi peut aider à permettre à la fréquence ou aux fréquences fondamentales d'être déplacées vers une plage où elles sont moins bien perçues par l'oreille humaine (et éventuellement non perçues du tout par l'oreille humaine). [0053] Chacun des étages de rotor de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut comprendre dans la plage allant de 60 à 140 aubes de rotor, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure quelconque parmi 70, 75, 80, 85 ou 90, et une limite supérieure quelconque parmi 140, 130, 120 ou 110, par exemple dans la plage allant de 80 à 140 aubes de rotor. [0054] Le nombre moyen d'aubes de rotor dans un étage de rotor de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut être dans la plage allant de 65 à 120 aubes de rotor, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure quelconque parmi 65, 70, 75, 80, 85 ou 90, et une limite supérieure quelconque parmi 120, 115, 110 ou 105, par exemple dans la plage allant de 85 à 120 aubes de rotor. [0055] Le nombre d'aubes de rotor dans l'étage de rotor de turbine le plus axialement vers l'arrière de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut être dans la plage allant de 60 à 120 aubes de rotor, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure quelconque parmi 60, 65, 70, 75, 80, 85 ou 90, et une limite supérieure quelconque parmi 120, 115, 110 ou 105, par exemple 80 à 120 aubes de rotor. [0056] Dans certains agencements, le rapport du diamètre de soufflante au diamètre au niveau du bord d'attaque des extrémités de l'étage de rotor de turbine le plus axialement vers Panière de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur est dans la plage allant de 2 à 3, éventuellement 2,3 à 2,9, éventuellement 2,4 à 2,8. [0057] Des agencements de la présente description peuvent être particulièrement avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par l'intermédiaire d'un réducteur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de coeur, ou indirectement à partir de l'arbre de coeur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de coeur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). [0058] Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut 9 avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de coeur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de coeur peut être un premier compresseur, et l'arbre de coeur peut être un premier arbre de coeur. Le coeur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de coeur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de coeur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de coeur. Dans un tel agencement, la contribution de la turbine à I'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage selon n'importe quel aspect décrit et/ou revendiqué ici peut être uniquement la contribution de la première turbine à I'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage. [0059] Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux depuis le premier compresseur. [0060] Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de coeur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de coeur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de coeur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de coeur, et non le deuxième arbre de coeur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbre(s), par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. [0061] Le réducteur est une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante est à une vitesse de rotation plus basse que l'entrée depuis l'arbre de coeur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisé par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie). Par exemple, le rapport d'engrenage peut être supérieur à 2,5 et/ou inférieur à 5. À titre d'exemple plus spécifique, le rapport d'engrenage peut être dans la plage allant de 3,2 à 5, ou 3,2 ou 3,3 à 4,2, ou 3,3 ou 3,4 à 3,7. À titre d'exemple supplémentaire, le rapport d'engrenage peut être de l'ordre de, ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2, ou entre deux quelconques des valeurs dans ce paragraphe. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. [0062] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut comprendre au moins deux étages de rotor axialement séparés. La turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut avoir une vitesse de rotation au niveau du point de référence latéral au décollage de Wlrp tr/min. Le nombre minimal d'aubes de rotor dans n'importe quel étage de rotor unique de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut être donné par NTURBmin. Le diamètre de la soufflante peut être donné par cpfan. Un paramètre de système à faible vitesse (LSS) peut être défini comme : [Math. 1] LSS = Wirp x NTURBmin x n'an [0063] La valeur du paramètre de système à faible vitesse (LSS) peut être donnée par : [Math. 2] 1,3 x 106 m.tr / min s LSS 2,9 x 106 nttr / min [0064] La valeur du paramètre de système à faible vitesse (LSS) peut être dans une plage ayant une limite inférieure quelconque parmi 1,3 x 106 m.tr/min, 1,4 x 106 m.tr/min, 1,5 x 106 m.tr/min. 1,6 x 106 m.tr/min. 1,7 x 106 m.tr/min. 1,8 x 106 m.tr/min ou 1,9 x 106 m.tr/min et/ou unc limite supérieure quelconque parmi 2,9 x 106 m.tr/min, 2,8 x 106 m.tr/min, 2,7 x 106 m.tr/min, 2,6 x 106 m.tr/min, 2,5 x 106 m.tr/min, 2,4 x 106 m.tr/min, 2,3 x 106 m.tr/min ou 2,2 x 106 m.tr/min. [0065] On a trouvé que la fourniture d'un moteur à turbine à gaz avec un paramètre de système à faible vitesse (LSS) dans les plages décrites et/ou revendiquées ici résulte en un moteur à turbine à gaz qui a un rendement élevé (par exemple dû en particulier à un rendement de propulsion élevé) et/ou une forte poussée (par exemple dans la plage allant de 180 kN à 450 kN), mais avec des niveaux de bruit suffisamment faibles (et/ou inférieurs à une valeur classique) (par exemple dus à un bruit de turbine particulièrement faible se propageant à partir de l'arrière du moteur). La vitesse de rotation de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur au niveau du point de référence latéral au décollage peut être identique, ou similaire à (par exemple à plus ou moins 5 % de), la vitesse maximale de rotation de cette turbine pendant le décollage. [0066] Strictement à titre d'exemple spécifique, certains moteurs à turbine à gaz selon la présente description peuvent avoir une vitesse de rotation de turbine au niveau du point de référence latéral au décollage (Wlrp) dans la plage allant de 5300 tr/min à 7000 tr/min (par exemple 5700 tr/min à 6500 tr/min) et/ou un diamètre de soufflante dans la plage allant de 320 cm à 400 cm (par exemple 330 cm à 370 cm) et/ou un nombre minimal d'aubes de rotor dans n'importe quel étage de rotor unique de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur (NTURBmin) dans la plage allant de 70 à 120 (par exemple 80 à 100). [0067] Strictement à titre d'autre exemple spécifique, certains moteurs à turbine à gaz selon la présente description peuvent avoir une vitesse de rotation de turbine au niveau du 11 point de référence latéral au décollage (WIrp) dans la plage allant de 8000 tr/min à 9500 tr/min (par exemple 8200 tr/min à 9200 tr/min) et/ou un diamètre de soufflante dans la plage allant de 220 cm à 290 cm (par exemple 230 cm à 270 cm) et/ou un nombre minimal d'aubes de rotor dans n'importe quel étage de rotor unique de la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur (NTURBmin) dans la plage allant de 60 à 115 (par exemple 65 à 115 ou 70 à 105). [0068] Le nombre total d'aubes de turbine dans la turbine qui entraîne la soufflante via le réducteur peut être dans la plage allant de 320 à 540, par exemple dans la plage allant de 330 à 500, ou 340 à 450. [0069] Dans certains agencements, la contribution de la turbine à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage peut être dans la plage allant de 15 EPNdB à 40 EPNdB inférieure à la contribution du bruit de soufflante émanant de l'arrière du moteur à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage. Dans certains agencements, la contribution de la turbine à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage peut être dans la plage allant de 20 EPNdB à 40 EPNdB, 25 EPNdB à 40 EPNdB, par exemple 25 EPNdB à 35 EPNdB, par exemple 27 EPNdB à 33 EPNdB, inférieure à la contribution du bruit de soufflante émanant de l'arrière du moteur à l'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage. [0070] Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, une chambre de combustion peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseur(s), par exemple axialement en aval. Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, lorsqu'une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbine(s). [0071] Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième com- presseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. [0072] La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator. La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. [0073] Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale 12 s'étendant d'un pied (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à une extrémité à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu à l'extrémité. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de l'extrémité peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement le plus en avant) de l'aube. Lc rapport du moyeu à l'extrémité fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de l'une quelconque plate-forme. [0074] En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de l'extrémité de l'aube de soufflante avec une vitesse U,;,,. Le travail effectué par les aubes de soufflante 13 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Une charge d'extrémité de soufflante peut être définie par dH/U tip2, où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utip est la vitesse (de transition) de l'extrémité de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de l'extrémité (qui peut être défini en tant que rayon (l'extrémité de soufflante au niveau du bord (l'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge d'extrémité de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les unités dans ce paragraphe étant Jkg 'K1/(ms 1)2). La charge de pointe de soufflante être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0075] Le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou re- vendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression totale en amont de la soufflante à la pression totale au niveau de la sortie du compresseur haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion). À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente 13 (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). [0076] La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg-1s, 105 Nkg's, 100 Nkg's, 95 Nkg-ls, 90 Nkg's, 85 Nkg's ou 80 Nkg's. La poussée spécifique peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. [0077] Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La poussée à laquelle il est fait référence ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 deg C (pression ambiante 101,3 kPa, température 30 deg C), avec le moteur statique. [0078] En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, dite TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. En conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. La TET en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K ou 2 000 K. La TET maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (MTO). [0079] Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une aube de 14 soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(e). Par exemple au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu'une fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. L'aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à hase de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps en fibre de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane. [0080] Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche con-espondante dans le moyeu/disque afin de fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. [0081] Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. [0082] La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. [0083] Telles qu'elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par le spécialiste. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian - en ternies de temps et/ou de distance - entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière. [0084] En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir - en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef - un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. [0085] Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. [0086] Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des 16 conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 ni, par exemple dans la plage allant de 10 000 ni à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 ni à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 ni à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 ni à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 ni à 11 200 ni, par exemple dans la plage allant de 10 900 ni à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. [0087] Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 ni). Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). [0088] En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. [0089] L'homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. [0090] Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : [0091] [fig.1] est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; [0092] [fig.2] est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz [0093] [fig.3] est une vue partiellement écorchée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; 17 [0094] [fig.4] est un schéma montrant la mesure de niveau effectif de bruit perçu (EPNL) pendant le décollage ; [0095] [fig.5] est un graphique montrant un exemple de la manière dont I'EPNL varie avec la distance pendant le décollage pour un exemple d'un moteur à turbine à gaz conformément à la présente description ; [0096] [fig.6] est un graphique montrant la contribution du bruit de turbine et du bruit de jet à I'EPNL au niveau d'un point de référence latéral au décollage pour un exemple d'un moteur à turbine à gaz conformément à la présente description ; [0097] [fig.7] est une vue schématique rapprochée de la turbine qui entraîne la soufflante dans un exemple d'un moteur à turbine à gaz conformément à la présente description ; et [0098] [fig.8] est un diagramme illustrant le calcul du nombre de Mach relatif à l'extrémité de soufflante. [0099] La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de coeur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un coeur 11 qui reçoit le flux d'air A. Le coeur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement de coeur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une tuyère d'échappement de contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30. [0100] En cours d'utilisation, le flux d'air de coeur A est accéléré et comprimé par le com- presseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L'air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l'équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant et le mélange est brûlé. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. [0101] Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante engrenages 10 est montré sur la Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) 18 entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue planétaire, ou engrenage planétaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage planétaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage planétaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Ainsi, la turbine basse pression 19 entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. [0102] Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. [0103] Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la Figure 3. Chacun parmi l'engrenage planétaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la Figure 3. Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. [0104] Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en 19 étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner. [0105] On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la Figure 2) entre le réducteur 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la Figure 2. Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la Figure 2. [0106] Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. [0107] Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou al- ternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). [0108] D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la Figure 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur de coeur 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le coeur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. L'une et/ou l'autre des tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. [0109] La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la Figure 1) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la Figure 1). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. [0110] En cours d'utilisation pour propulser un aéronef, le moteur à turbine à gaz 10 engendre du bruit. Comme mentionné ailleurs dans le présent document, le moteur à turbine à gaz 10 selon la présente description est agencé pour réduire l'impact de bruit tout en fournissant un rendement élevé. [0111] Le décollage est une condition de vol particulièrement importante d'un point de vue du bruit, parce que le moteur est typiquement exploité à une condition de puissance élevée, et parce que le moteur est proche du sol, et donc potentiellement proche de communautés. Afin de quantifier l'impact du bruit engendré tel que perçu par l'oreille humaine, un « niveau effectif de bruit perçu » (EPNL) est défini. L'EPNL tient compte de facteurs tels que la fréquence, le niveau absolu, des composantes tonales et la durée du bruit, et est calculé de la manière définie dans l'Appendice 2 de la Cinquième édition (juillet 2008) de l'Annexe 16 (Protection de l'environnement) à la Convention relative à l'aviation civile internationale, Volume 1 (Bruit d'aéronef). [0112] Un point de référence latéral au décollage est utilisé afin de quantifier l'impact du bruit engendré spécifiquement pendant le décollage d'un aéronef propulsé par le moteur à turbine à gaz 10, tel que défini dans la Section 3.3.1, a), 1) de la Cinquième édition (juillet 2008) de l'Annexe 16 (Protection de l'environnement) à la Convention relative à l'aviation civile internationale, Volume 1 (Bruit (l'aéronef). [0113] En particulier, le point de référence latéral au décollage est défini comme le point sur une ligne parallèle à et à 450 m de la ligne centrale de piste où l'EPNL est maximal pendant le décollage. Ceci est illustré sur la Figure 4. En particulier, la Figure 4 montre une série de dispositifs de mesure de bruit 150, tels que des microphones, positionnés le long d'une ligne A sur le sol qui est à 450 m de la trajectoire de décollage (qui peut être dénommée la ligne centrale de piste) d'un aéronef 100 propulsé par un ou plusieurs (par exemple 2 ou 4) moteurs à turbine à gaz 10. Chaque microphone 150 mesure le bruit au niveau de son emplacement respectif pendant le décollage, et les mesures sont utilisées pour calculer l'EPNL au niveau de cet emplacement. De cette façon, il est possible de déterminer l'EPNL le long de la ligne A (à 450 m de la ligne centrale de piste, étendue vers l'avant le long du sol après envol). [0114] La Figure 5 montre un exemple d'un graphique montrant l'EPNL en dB (EPNdB) le long de la ligne A en fonction de la distance à partir du début du décollage (qui peut 21 être dénommée distance à partir du relâchement du frein, indiquant qu'il s'agit de la distance à partir du point au niveau duquel l'aéronef commence son accélération principale de décollage au début de la piste). Comme illustré, l'EPNL du moteur augmente initialement, et cette augmentation peut se poursuivre même après envol (c'est-à-dire après le point au niveau duquel l'aéronef perd le contact avec le sol), qui est marqué en tant que point « LO » sur la Figure 5, strictement à titre d'exemple. [0115] À une certaine position sur la trajectoire de vol, l'EPNL (c'est-à-dire l'EPNL tel que mesuré sur le sol, le long de la ligne A sur la Figure 4) atteint un maximum, puis commence à diminuer. La distance le long de la ligne A (c'est-à-dire la distance le long de la ligne centrale de piste) à laquelle ceci se produit est le point de référence latéral au décollage (marqué RP sur la Figure 5). L'EPNL au niveau du point de référence latéral au décollage RP (marqué RP EPNL sur la Figure 5) est l'EPNL maximal pendant le décollage. [0116] La période de décollage peut être considérée comme durant au moins aussi longtemps que nécessaire pour déterminer le point maximal (à la distance RP) de l'EPNL entre le relâchement du frein et la fin de la montée de l'aéronef. Dans la pratique, il se trouve vraisemblablement au sein d'une distance horizontale de 10 km ou moins après relâchement du frein. [0117] Un certain nombre de sources de bruit différentes contribuent à l'EPNL, et donc au RP EPNL. Dans un moteur classique, le jet qui est émis depuis l'arrière du moteur produit une contribution significative au RP EPNL, tout comme le bruit engendré par la turbine qui entraîne la soufflante. [0118] Cependant, les présents inventeurs ont trouvé que la contribution combinée au RP EPNL du jet et de la turbine peut être significativement réduite par l'utilisation appropriée d'un réducteur 30 par l'intermédiaire duquel la soufflante 23 est entraînée par la turbine 19. [0119] La Figure 6 montre l'EPNL total de moteur au niveau du point de référence latéral au décollage (RP EPNL), en même temps que les contributions à l'EPNL total de moteur au niveau de ce point à la fois du bruit de turbine et du bruit de jet, en même temps que le bruit de turbine et le bruit de jet combinés, pour un exemple d'un moteur à turbine à gaz 10 conformément à la présente description. La contribution du bruit de turbine et du bruit de jet combinés est X EPNdB inférieure à la contribution de bruit de soufflante arrière, où X est dans la plage allant de 3 EPNdB à 15 EPNdB. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la valeur de X pour le moteur à turbine à gaz 10 ayant la caractéristique de bruit illustrée sur la Figure 6 peut être de l'ordre de 8 EPNdB. [0120] Ainsi, le moteur à turbine à gaz 10 selon la présente description peut être particu- lièrement efficace - par exemple en ayant un rendement de propulsion élevé en ayant la soufflante 23 entraînée via un réducteur 30 - tout en ayant une signature de bruit réduite du fait de la réduction relative de bruit (tel que mesuré par l'EPNL) du jet et de la turbine. Bien sûr, le bruit de moteur total comprend d'autres sources de bruit en plus du bruit de turbine et du bruit de jet, telles que (à titre d'exemple non limitatif) le bruit de soufflante (c'est-à-dire le bruit engendré par la soufflante qui émane de l'avant et de l'arrière du moteur). [0121] On aura à l'esprit que les contributions individuelles des composants (telles que le bruit provenant de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 et le bruit provenant du jet et le bruit provenant de la turbine 19) peuvent être identifiées par une analyse classique du bruit mesuré par les microphones 150. Par exemple, chaque composant a une signature de fréquence qui peut être prédite, ce qui signifie que le bruit qui est engendré conformément à la signature de fréquence prédite peut être attribué à cc composant. Dans la pratique, le bruit qui est engendré par la soufflante et émane de l'arrière du moteur peut être distingué du bruit qui est engendré par la soufflante et émane de l'avant du moteur en utilisant une technique de localisation de source, telle qu'une mesure de la différence de phase du bruit. En ce sens, le bruit qui est engendré par la soufflante et émane de l'arrière du moteur est déphasé par rapport au bruit qui est engendré par la soufflante et émane de l'avant du moteur du fait de la séparation physique de l'avant et de l'arrière du moteur. [0122] En revenant à la Figure 1, le flux quittant le conduit de contournement 22 est illustré par la flèche P. Ce flux peut être un contrihutcur significatif (par exemple le contributeur majeur) au bruit de jet, par exemple en raison du flux P générant une couche de cisaillement S avec l'air voisin lorsqu'il quitte le moteur. La vitesse moyenne du flux P à la sortie vers le conduit de contournement peut être dans les plages décrites et/ou revendiquées ici (par exemple dans la plage allant de 200 m/s à 275 m/s) au niveau de la condition de référence latérale au décollage, ce qui réduit le bruit au niveau de cette condition. En plus ou en variante, la vitesse moyenne du flux P à la sortie vers le conduit de contournement au niveau du point de référence latéral au décollage peut être dans la plage allant de 50 m/s à 90 m/s inférieure, éventuellement 55 m/s à 85 m/s inférieure, éventuellement 60 m/s à 85 m/s inférieure à la vitesse moyenne du flux à la sortie vers le conduit de contournement aux conditions de croisière, ce qui réduit le bruit au niveau du point de référence latéral au décollage. [0123] La vitesse moyenne du flux P à la sortie vers le conduit de contournement 22 peut être la vitesse de flux moyennée en masse au niveau du plan de sortie Z qui est perpendiculaire à l'axe de moteur 9 et passe à travers le bord de fuite 210 de la nacelle 21. [0124] Un autre exemple d'une caractéristique qui peut être mieux optimisée pour des moteurs à turbine à gaz 10 selon la présente description par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques est la région d'admission, par exemple le rapport entre la longueur d'admission L et le diamètre de soufflante D. En référence à la 23 Figure 1, la longueur d'admission L est définie comme la distance axiale entre le bord d'attaque de l'admission et le bord d'attaque du pied de l'aube de soufflante, et le diamètre D de la soufflante 23 est défini au niveau du bord d'attaque de la soufflante 23. Des moteurs à turbine à gaz 10 selon la présente description, tels que celui montré à titre d'exemple sur la Figure 1, peuvent avoir des valeurs du rapport L/D tel que défini ici, par exemple inférieures ou égales à 0,5, par exemple dans la plage allant de 0,25 à 0,5, éventuellement 0,3 à 0,5, éventuellement 0,32 à 0,49, éventuellement 0,33 à 0,48. Ceci peut entraîner des avantages supplémentaires, tels que des bénéfices d'installation et/ou aérodynamiques, tout en maintenant le bruit de soufflante vers l'avant à un niveau acceptable. [0125] La Figure 8 illustre une vue sur l'extrémité radialemcnt la plus extérieure d'une des aubes de soufflante de la soufflante 23. En cours d'utilisation, l'aube de soufflante tourne, de telle sorte que l'extrémité a une vitesse de rotation donnée par la vitesse de rotation de la soufflante multipliée par le rayon de l'extrémité. La vitesse de rotation au niveau du bord d'attaque de l'extrémité (c'est-à-dire en utilisant le rayon du bord d'attaque de l'extrémité) peut être utilisée pour calculer le nombre de Mach de rotation au niveau de l'extrémité, illustré par Mun, sur la Figure 8. [0126] Le nombre de Mach axial au niveau du bord d'attaque de l'extrémité de l'aube de soufflante est illustré en tant que Mn',d', sur la Figure 8. Dans la pratique (et tel qu'il est utilisé pour calculer le nombre de Mach relatif à l'extrémité de soufflante Mn,., tel qu'utilisé ici), celui-ci peut être approché en multipliant le nombre de Mach axial moyen sur le plan qui est perpendiculaire à la direction axiale au niveau du bord d'attaque de l'extrémité de l'aube de soufflante par 0,9. [0127] Le nombre de Mach relatif à l'extrémité de soufflante (Mn',) est calculé en tant que somme vectorielle du nombre de Mach axial Mnaxi', et du nombre de Mach de rotation au niveau de l'extrémité Mn,' c'est-à-dire ayant un ordre de grandeur [Math. 3] Mnrel = VMnaxial 2 Mnrot2. [0128] Afin de calculer les nombres de Mach (Mn,,,'', et Mn'') à partir des vitesses, la tem- pérature statique moyenne sur le plan qui est perpendiculaire à la direction axiale au niveau du bord d'attaque de l'extrémité de l'aube de soufflante est utilisée pour calculer la vitesse du son. [0129] Le nombre de Mach relatif à l'extrémité de soufflante (Mn') peut être dans les plages décrites et/ou revendiquées ici, par exemple pas supérieur à 1,09 et/ou dans la plage allant de 0,8 M à 1,09 M. éventuellement 0,9 M à 1,08 M. éventuellement 1,0 M à 1,07 M au niveau du point de référence latéral au décollage. [0130] Ainsi, le bruit de soufflante, y compris au moins le bruit se propageant à partir de l'avant du moteur au niveau du point de référence latéral au décollage, peut être réduit 24 par comparaison avec des moteurs de taille et/ou puissance comparables, ce qui réduit encore la signature de bruit du moteur. En plus ou en variante, le nombre de Mach relatif réduit à l'extrémité de soufflante peut au moins en partie faciliter une faible vitesse de jet, qui peut à son tour entraîner un bruit de jet plus faible. [0131] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la contribution au RP EPNL de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 peut être réduite en augmentant les fréquences des tonalités fondamentales engendrées par la turbine à des fréquences qui sont moins bien perçues par l'oreille humaine et/ou ont une atténuation atmosphérique accrue, ce qui réduit la fréquence nominale de bruit perçu. À ce titre, ces tonalités reçoivent une pondération plus faible dans le calcul d'EPNL (même une pondération nulle si la fréquence est suffisamment élevée), cc qui réduit la contribution du bruit de turbine au RP EPNL par rapport au bruit de soufflante arrière. [0132] Une réduction du bruit de turbine peut être particulièrement bénéfique pour des moteurs ayant un bruit de jet réduit et/ou un bruit de jet avant réduit, parce que la contribution du bruit de turbine au bruit global du moteur serait autrement plus significative du fait du bruit réduit de soufflante/sortie de jet. [0133] La Figure 7 montre la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 d'une manière plus détaillée pour le moteur à turbine à gaz 10 selon un exemple de la présente description, laquelle peut être dénommée la turbine basse pression 19. La turbine basse pression 19 comprend quatre étages de rotor 210, 220, 230, 240. La turbine basse pression 19 est pour cette raison une turbine à quatre étages 19. Cependant, on aura à l'esprit que la turbine basse pression 19 peut se composer d'autres nombres d'étages de turbine, par exemple trois ou cinq. [0134] Chaque étage de rotor 210, 220, 230, 240 comprend des aubes de rotor qui s'étendent entre une limite de flux interne 250 et une limite de flux externe 260. Chacun des étages de rotor 210, 220, 230, 240 est relié au même arbre de coeur 26 qui fournit une entrée vers le réducteur 30. Ainsi, tous les étages de rotor 210, 220, 230, 240 tournant à la même vitesse de rotation WI autour de l'axe 9 en cours d'utilisation. Sur l'exemple de la Figure 7 les étages de rotor 210, 220, 230, 240 comprennent chacun un disque respectif 212, 222, 232, 242 supportant les aubes de rotor. Cependant, on aura à l'esprit que dans certains agencements le disque peut ne pas être présent, de telle sorte que les aubes sont supportées sur un disque s'étendant circonférentiellement. [0135] Chaque étage de rotor 210, 220, 230, 240 a un étage d'aube de stator associé 214, 224, 234, 244. En cours d'utilisation, les étages d'aube de stator ne tournent pas autour de l'axe 9. Ensemble, on peut dire qu'un étage de rotor 210, 220, 230, 240 et son étage d'aube de stator associé 214, 224, 234, 244 forment un étage de turbine. [0136] L'étage de rotor de plus basse pression 210 est l'étage de rotor le plus en aval. Les aubes de rotor de l'étage de rotor de plus basse pression 210 sont plus longues (c'est-à-dire ont une portée plus grande) que les aubes de rotor des autres étages 220, 230, 240. En effet, chaque étage de rotor a des aubes ayant une portée qui est supérieure aux aubes des étages de rotor en amont. [0137] Le nombre d'aubes de rotor peut avoir un impact sur la fréquence du son engendré par la turbine 19. La vitesse de rotation WI de la turbine basse pression 19 peut également avoir un effet sur la fréquence du son engendré par la turbine 19, et ceci, à son tour, est relié à la vitesse de rotation de la soufflante 23 par le rapport d'engrenage du réducteur 30. [0138] Chaque étage de rotor 210, 220, 230, 240 est constitué de n'importe quel nombre souhaité d'aubes de rotor. Par exemple, chacun des étages de rotor 210, 220, 230, 240 de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 peut comprendre dans la plage allant de 80 à 140 aubes de rotor. À titre d'exemple supplémentaire, le nombre moyen d'aubes de rotor dans un étage de rotor 210, 220, 230, 240 de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 peut être dans la plage allant de 85 à 120 aubes de rotor. À titre d'exemple supplémentaire, le nombre d'aubes de rotor dans l'étage de rotor de turbine le plus axialement vers l'arrière 210 de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 peut être dans la plage allant de 80 à 120 aubes de rotor. [0139] Dans un exemple non limitatif particulier, le premier (le plus en amont) étage de rotor 240 et le deuxième étage de rotor 230 peuvent comprendre chacun environ 100 aubes de rotor, et le troisième étage de rotor 220 et le quatrième (le plus en aval) étage de rotor 210 peuvent comprendre chacun environ 90 aubes de rotor. Cependant, on aura à l'esprit que ceci est strictement à titre d'exemple, et le moteur à turbine à gaz 10 conformément à la présente description peut comprendre d'autres nombres d'aubes de turbine, par exemple dans les plages définies ailleurs dans le présent document. [0140] Au niveau du point de référence latéral au décollage, la turbine basse pression 19 a une vitesse de rotation de Wlrp tr/min Dans un exemple, la turbine basse pression 19 du moteur à turbine à gaz 10 a une vitesse de rotation au niveau du point de référence latéral au décollage dans la plage allant de 5300 tr/min à 7000 tr/min Dans cet exemple, le diamètre de la soufflante 23 (tel que défini ailleurs dans le présent document) peut être dans la plage allant de 320 cm à 400 cm. Dans un exemple non limitatif spécifique, la turbine basse pression 19 du moteur à turbine à gaz 10 a une vitesse de rotation au niveau du point de référence latéral au décollage d'environ 5900 tr/min, et un diamètre de soufflante d'environ 340 cm. [0141] Dans un exemple, la turbine basse pression 19 du moteur à turbine à gaz 10 a une vitesse de rotation au niveau du point de référence latéral au décollage dans la plage allant de 8000 tr/min à 9500 tr/min. Dans cet exemple, le diamètre de la soufflante 23 26 (tel que défini ailleurs dans le présent document) peut être dans la plage allant de 220 cm à 290 cm. Dans un exemple non limitatif spécifique, la turbine basse pression 19 du moteur à turbine à gaz 10 a une vitesse de rotation au niveau du point de référence latéral au décollage d'environ 8700 tr/min, et un diamètre de soufflante d'environ 240 cm. [0142] Un paramètre de système à faible vitesse (LSS) peut être défini pour le moteur à turbine à gaz 10 en tant que : [Math. 4] LSS = Wirp x NTURBmin x ciô fun [0143] où : [0144] W19) est la vitesse de rotation au niveau du point de référence latéral au décollage de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 (tr/min) ; NTURBmin est le nombre minimal d'aubes de rotor dans n'importe quel étage de rotor unique 210, 220, 230, 240 de la turbine 19 qui entraîne la soufflante 23 via le réducteur 30 ; et (M'an est le diamètre de la soufflante (m). [0145] Dans certains agencements, le paramètre de système à faible vitesse (LSS) pour le moteur à turbine à gaz 10 est dans la plage : [Math. 5] 1,3 x 106 m.-tr/min LSS