FR 3087849 A1 20200501 FR 1859925 A 20181026 DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L'invention concerne le domaine des turbomachines et concerne plus particulièrement les turbomachines du type non carénées (en anglais, « open rotor »). ETAT DE LA TECHNIQUE Les turbomachines du type non carénées s'inscrivent dans le contexte d'avoir des architectures visant à maximiser l'efficacité énergétique, tout en présentant une capacité à s'intégrer (géométriquement et aérodynamiquement) correctement avec l'aéronef. On connait plusieurs solutions s'inscrivant dans ce contexte. Une première solution est une turbomachine à doublet d'hélices contrarotatives (en anglais, « counter rotating open rotor» (CROR)) comme décrite par exemple dans le document FR 2 941 492. Une telle turbomachine comprend une entrée d'air et une veine de circulation d'un flux délimitée par un carter externe et un moyeu interne. La veine traverse un générateur de gaz, ici à double corps qui alimente une turbine entrainant deux hélices contrarotatives. Dans ce document, ces deux hélices contrarotatives sont solidaires en rotation d'une turbine du générateur de gaz. La turbomachine de ce document présente l'intérêt particulier de combiner un excellent rendement propulsif lié à une génération de poussée via des hélices à très faible rapport de pression, et des dimensions externes inférieures à celles d'une turbomachine à hélice unique de même poussée, facilitant son intégration physique sur l'aéronef. Cette architecture à base de doublet d'hélices contrarotatives présente toutefois un certain nombre de limitations, notamment en raison de la complexité des sous-systèmes nécessaires à sa mise en oeuvre (double système de calage de pas des hélices, carters tournants sous chaque rotor hélice, ...). Une autre solution, en variante à l'architecture doublet d'hélices contrarotatives est l'architecture USF (en anglais, « Unducted Single Fan »), comportant un rotor hélice, et un stator à calage variable dans son sillage, destiné à redresser la giration résiduelle du rotor hélice. Cette variante peut être vue comme une architecture de type CROR dont la rotation de l'hélice aval est stoppée. Si elle présente une plus grande simplicité architecturale, cette solution souffre toutefois d'un rendement module basse pression moins bon que la solution CROR, et nécessite des diamètres plus élevés pour maintenir une charge rotor équivalente à celle de la 2 solution CROR (cette charge rotor conditionnant au premier ordre les niveaux de bruits perçus). Enfin, l'une comme l'autre des solutions architecturales évoquées ci-dessus présentent les inconvénients suivants : 5 1. La quasi bijectivité du fonctionnement du générateur de gaz et des parties propulsives : lors d'une réduction du besoin de poussée demandé par l'aéronef (pour les phases fin de croisière et ralenti), l'ensemble des parties tournantes fonctionnent à de faible énergie (faible rapport de pression, faibles régimes de rotation), ce qui se révèle préjudiciable au rendement propre de 10 chaque composant notamment au sein du générateur de gaz, dégradant significativement la performance d'ensemble du système propulsif. 2. La difficulté à extraire une puissance mécanique significative depuis les arbres de la turbomachine sans impact majeur sur l'opérabilité des compresseurs. En effet, dans un contexte de croissance des besoins en extraction électrique 15 à destination de cellules aéronefs de plus en plus électriques il faut adapter les architectures de turbomachine à pour augmenter les performances mécaniques permettant d'entraîner des générateurs électriques. Ceci conduit à augmenter les contraintes sur les compresseurs, conduisant à des surdimensionnements nécessaires de ces derniers, préjudiciables à leur 20 performance absolue. PRESENTATION DE L'INVENTION Un but de l'invention est de de proposer une architecture de turbomachine à deux hélices non carénées qui ne présente pas les inconvénients pré-cités. 25 A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, une turbomachine d'un aéronef comprenant un carter externe délimitant avec un moyeu interne, une veine de circulation d'un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine basse pression configurée pour entrainer en rotation un arbre basse pression ; ladite turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une première 30 hélice ; et une deuxième hélice en aval de la première hélice, la première hélice étant entrainée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice étant entrainée en rotation par un moteur électrique, la deuxième hélice étant en outre disposée à une distance comprise entre 1,5 et 4 longueurs de cordes de la première 3 hélice définie entre des axes de calage respectifs de chacune des première et deuxième hélices. L'invention selon le premier aspect est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison 5 techniquement possible : - La deuxième hélice présente un diamètre externe compris 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la première hélice. - La turbomachine comprenant un moyeu interne à partir duquel des pales de la deuxième hélice s'étendent, la deuxième hélice ayant un ratio rayon du moyeu, 10 rayon externe de la pale compris entre 0,22 et 0,40. - La deuxième hélice présente une longueur de corde comprise entre 0,8 et 1,2 fois la longueur de corde de la première hélice. - La turbomachine comprend un premier moteur/générateur électrique configuré pour contribuer à entrainer en rotation un arbre basse pression, la première 15 hélice étant entrainèe en rotation par ledit arbre basse pression par l'intermédiaire d'un réducteur. La turbomachine comprend une unité de stockage d'énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique, l'unité de stockage d'énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh. 20 La première et la deuxième hélices sont disposées devant l'entrée de la veine de circulation du flux de gaz. La première et la deuxième hélices sont disposées en aval de la veine et extérieurement à la veine de circulation du flux de gaz. La turbomachine comprend un générateur de gaz, une unité de commande du 25 deuxième moteur/générateur électrique, une unité de commande de l'angle de calage de la deuxième hélice, lesdites unités de commande étant configurées pour commander le deuxième moteur et l'angle de calage de la deuxième hélice selon l'un des modes de fonctionnement suivants : - un premier mode de fonctionnement nécessitant une première puissance 30 propulsive donnée, premier mode de fonctionnement selon lequel le deuxième moteur/générateur entraine en rotation la deuxième hélice et l'angle de calage de la deuxième hélice est commandé pour que la deuxième hélice fournisse entre 20% et 40% de ladite puissance propulsive donnée ; 4 un deuxième mode de fonctionnement nécessitant une deuxième puissance propulsive donnée, deuxième mode de fonctionnement selon lequel le deuxième moteur/générateur n'entraine pas en rotation la deuxième hélice et l'angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à 5 maximiser un couplage aérodynamique avec la première hélice ; un troisième mode de fonctionnement nécessitant une troisième puissance propulsive donnée, troisième mode selon lequel le générateur de gaz et la première hélice sont régulés de manière à fournir une puissance propulsive supérieure à la troisième puissance propulsive donnée ; 10 un quatrième mode de fonctionnement selon lequel l'angle de calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif et selon lequel la deuxième hélice est commandée en calage neutre, le générateur de gaz fonctionnant dans une plage de régime haute pression comprise entre 90% et 100%, quatrième mode selon lequel la première hélice est en inversion de poussée 15 et la deuxième hélice permet une inversion du flux d'air alimentant la première hélice ; un cinquième mode de fonctionnement selon lequel un niveau de poussée global est maintenu par une alimentation énergétique exclusivement électrique pendant une durée donnée ; 20 un sixième mode de fonctionnement selon lequel la deuxième hélice présente un dysfonctionnement : o si la commande de l'angle de calage de la deuxième hélice est défectueux alors, l'angle de calage de la deuxième hélice est bloquée ; o si le deuxième moteur/générateur de la deuxième hélice est 25 défectueux alors la deuxième hélice est commandée pour être en roue libre. Grâce à ce positionnement des deux hélices, les performances de la turbomachine sont accrues. En outre, il est possible de commander de différentes manières la première et 30 la deuxième hélice en fonction des modes de fonctionnement de la turbomachine. 5 PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : 5 - la figure 1 illustre, schématiquement, une turbomachine selon une première configuration conforme à l'invention ; - la figure 2 illustre, schématiquement, une alternative à la turbomachine selon la première configuration ; - la figure 3 illustre, schématiquement, une turbomachine selon une deuxième 10 configuration conforme à l'invention ; - la figure 4 illustre l'agencement des hélices de la turbomachine ; - la figure 5 illustre des modes de fonctionnement de la turbomachine conforme à l'invention ; Sur l'ensemble des figures les éléments similaires portent des références 15 identiques. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION En relation avec les figures 1, 2 et 3, une turbomachine d'un aéronef comprend un espace 1 annulaire d'écoulement d'un flux de gaz, délimité par un carter 2 externe et 20 un moyeu 3 interne. Un tel espace 1 annulaire est appelé, ci-après veine de circulation d'un flux de gaz. La veine 1 de circulation du flux de gaz peut comprendre d'amont en aval, dans le sens d'écoulement du flux de gaz (selon l'axe AA' et représenté par la flèche F), un compresseur 11 basse pression, un compresseur 12 haute pression, une 25 chambre 13 de combustion, une turbine 14 haute pression et une turbine 15 basse pression. La turbine 15 basse pression est configurée pour entrainer en rotation un arbre 25 basse pression tandis que la turbine 14 haute pression est configurée pour entrainer en rotation un arbre 24 haute pression. 30 La turbomachine comprend, dans le sens d'écoulement des gaz, une première hélice 31 et une deuxième hélice 32 en aval de la première hélice 31. La première et la deuxième hélices sont non carénées (architecture de type, selon la terminologie anglaise « open rotor»). 6 Les première et deuxième hélices 31, 32 s'étendent à partir du moyeu 3 interne et comprennent plusieurs pales s'étendant à partir de ce moyeu 3 interne. On décrit ci-après deux configurations, une première configuration en relation avec les figures 1 et 2 et une deuxième configuration en relation avec la figure 3. 5 Selon la première configuration, la première et la deuxième hélices 31, 32 sont disposées devant l'entrée de la veine 1 de circulation du flux de gaz. De manière alternative, selon la deuxième configuration la première et la deuxième hélices 31, 32 sont disposées à la sortie de la veine circulation du flux de gaz. En particulier, la première et la deuxième hélices 31, 32 sont disposées en aval 10 et extérieurement derrière et au-dessus de la veine 1 de circulation du flux de gaz. Les deux configurations diffèrent l'une de l'autre par la position des première et deuxième hélice par rapport à l'entrée et la sortie de la veine 1 de circulation du flux de gaz (l'entrée et la sorte étant définies dans le sens de circulation du flux de gaz). 15 De manière avantageuse selon, l'une ou l'autre des deux configurations ci- dessus décrites, la deuxième hélice 32 est disposée à une distance comprise entre 1,5 et 4 longueurs de corde de la première hélice définies entre des axes de calage respectifs de chacune des première et deuxième hélices 31, 32 comme décrit ci-après en relation avec la figure 4. 20 La figure 4 illustre l'agencement des première 31 et deuxième 32 hélices le long de l'axe longitudinal AA' de la turbomachine. Comme illustré sur cette figure, on précise que l'on entend par longueur de corde LCi (i=1 pour la première hélice, i=2 pour la deuxième hélice) la longueur de la corde 42 c'est-à-dire la longueur du segment (ou corde) entre le bord d'attaque 41 et le bord de fuite 43 d'une hélice. En 25 outre, l'espacement entre les deux hélices 31, 32 est pris entre les axes de calage A31, A32 respectifs de chacune des hélices 31, 32. Sur cette figure, les hélices sont espacées de trois longueurs de cordes LC. Un tel espacement entre les deux hélices 31, 32 permet d'avoir un couplage aérodynamique pouvant contribuer efficacement à la propulsion de la turbomachine. 30 Également, cet espacement résulte du compromis aéroacoustique entre : - Une distance entre les deux hélices suffisamment élevée pour limiter l'intensité des raies d'interactions acoustiques entre les hélices ; - Une distance entre les deux hélices suffisamment faible pour minimiser la diffusion des profils de vitesse en sortie de la première hélice (hélice amont) 7 et favoriser leur réexploitation immédiate par la déviation de la deuxième hélice (hélice aval). De plus cet espacement tient compte du besoin d'intégrer les mécanismes de changement de pas de chaque hélice, mécanismes nécessitant un certain volume 5 axial. La deuxième hélice 32 présente, avantageusement, les caractéristiques géométriques suivantes : Un diamètre externe compris entre 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la première hélice 31 en amont ; 10 Un rapport de moyeu (ratio rayon interne / rayon externe de la pale) compris entre 0,22 et 0,40 ; Une corde moyenne comprise entre 0,8 et 1,2 fois la corde moyenne de la première hélice 31 en amont. De manière avantageuse, la première hélice 31 est entrainée en rotation par 15 la turbine basse pression 15, par l'intermédiaire de l'arbre basse pression 25 et d'un premier réducteur 50 uniquement, ou bien par la combinaison d'un premier moteur/générateur électrique 60 et de la turbine basse pression 15, et ce par l'intermédiaire du même premier réducteur 50. De cette façon le premier moteur/générateur 60 permet de pallier occasionnellement les déficiences de l'arbre 20 basse/pression 25. Dans cette variante, en cas de défaillance de la contribution de la turbine basse pression contribuant à l'alimentation énergétique de la première hélice 31, le moteur/générateur 60 assure une partie de la fourniture énergétique attendue pour la première hélice 31. 25 Cette configuration illustrée sur la figure 2 s'applique aussi à la configuration de la figure 3 où les hélices sont situées à la sortie de l'espace annulaire de circulation du flux de gaz. La deuxième hélice 32 est, elle, uniquement entrainée en rotation par un deuxième moteur/générateur électrique 70 par l'intermédiaire d'un deuxième 30 réducteur 80. Le premier réducteur 50 et le deuxième réducteur 80 sont avantageusement : mécanique (de type épicycloïdal ou planétaire) présentant un rapport de réduction en régime de rotation compris de préférence entre 8 et 12 ; ou électromagnétique. 8 La turbomachine peut comprendre selon les configurations un premier moteur/générateur électrique 60 et un deuxième moteur/générateur électrique 70 qui peuvent, fonctionner comme « moteur » mais aussi comme « générateur d'électricité ». 5 La turbomachine comprend, à ce titre, une unité 90 de stockage d'énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique, l'unité de stockage d'énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh. Lorsque le moteur/générateur électrique 60, 70 fonctionne en moteur, l'unité 10 de stockage 90 est une source d'alimentation pour le moteur/générateur électrique 60, 70 tandis que lorsque les hélices 31, 32 ne sont pas entrainées par le moteur/générateur électrique 60, 70, le moteur/générateur électrique permet de recharger l'unité de stockage 90. En effet, le moteur/générateur électrique 60, 70 peut mettre à contribution les 15 modes de fonctionnement au cours desquels il n'est pas utilisé en « moteur » pour recharger l'unité de stockage 90. Quelle que soit la configuration, la turbomachine peut comprendre, associée à chaque hélice, une unité de commande de l'angle de calage de l'hélice (unités UC1 et UC'l sur les figures) qui est caractérisée par 20 pour la première hélice, un débattement compris préférentiellement entre -30° et +90° ; pour la deuxième hélice, un débattement préférentiellement limité aux angles de calages positifs, typiquement 0° à +90° / maximalement 0° à +110°. On utilise ici la terminologie « calage de l'hélice » pour viser le calage de 25 chaque pale de l'hélice. La deuxième hélice 32 est avantageusement utilisée de différentes manières selon plusieurs modes de fonctionnement du système propulsif de l'aéronef. Comme cela va être décrit (en relation avec la figure 5), la deuxième hélice 32 peut avoir plusieurs fonctions pour contribuer au fonctionnement de l'aéronef selon ces 30 différentes configurations. Ainsi, la turbomachine comprend une unité UC2 de commande du deuxième moteur/générateur associé à la deuxième hélice 32, l'unité UC2 de commande du deuxième moteur/générateur 70 permettant de piloter de manière continue la fourniture en puissance électrique pour ce deuxième moteur/générateur entre les cas 9 extrêmes d'une fourniture nulle et d'une fourniture correspondant à la puissance maximale de dimensionnement deuxième du moteur/générateur 70. Un premier mode de fonctionnement M1 correspond au décollage/montée de l'aéronef, mode au cours duquel, la turbomachine a besoin d'une forte puissance 5 propulsive dite puissance propulsive donnée : - Le deuxième moteur/générateur 70 est en mode « moteur » et utilise l'énergie de l'unité de stockage 90 comme alimentation afin d'entrainer en rotation la deuxième hélice 32 ; - L'angle de calage de la deuxième hélice est réglé pour que la deuxième hélice 10 32 fournisse une poussée, à hauteur d'environ 20 à 40 % de la puissance propulsive donnée (soit - 5 MW maximum pour une classe d'aéronef court/moyen-courrier) ; - Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression (N2K) comprise entre 90 et 100 % en fonction du débit de carburant 15 injecté dans la chambre de combustion. Au cours de ce premier mode de fonctionnement M1, la mise en rotation de la deuxième hélice 32 permet de diminuer le niveau d'énergie requis sur la première hélice 31 ce qui permet de dimensionner le diamètre de la première hélice 31 sur une valeur plus faible que ce que l'état de l'art exigerait en l'absence d'assistance de 20 fourniture de poussée via l'hélice 32. Une telle diminution de diamètre permet d'avoir une première hélice 31 qui soit facilement intégrable tout en maintenant un fort rendement énergétique du système propulsif global. En outre, le niveau d'énergie requis sur l'arbre basse pression est diminué, de même que celui attendu du générateur de gaz ce qui a pour conséquence de 25 dimensionner l'espace annulaire d'écoulement des gaz sur une valeur plus faible adaptée à ce niveau réduit d'énergie attendu. Un bénéfice sur la masse de la turbomachine est obtenu avec des performances améliorées ainsi qu'une diminution des nuisances sonores dues à l'éjection des gaz en sortie du générateur de gaz. Un deuxième mode de fonctionnement M2 correspond à la croisière de 30 l'aéronef, mode au cours duquel, la turbomachine a besoin d'une puissance propulsive intermédiaire : - Le deuxième moteur/générateur 70 est inutilisé, la deuxième hélice 32 ne reçoit pas de puissances mécaniques, elle est en « roue libre » ; 10 L'angle de calage de la deuxième hélice 32 est piloté en conjonction avec l'angle de calage de la première hélice 31 de manière à maximiser l'efficacité propulsive de sa combinaison avec la première hélice 31 en amont. La deuxième hélice 32 fonctionne donc comme un redresseur. Son régime de 5 rotation est libre et dépend du couplage aérodynamique avec la première hélice 31 : soit arrêté, soit en rotation très lente. Le générateur de gaz et la première hélice 31 sont régulés de manière à répondre exactement au besoin propulsif attendu. Les angles de calage sont issus de prédictions aérodynamiques préalables. 10 Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression comprise entre 80 et 90 % Au cours de ce deuxième mode de fonctionnement M2, l'efficacité propulsive la première hélice 31 est maximisée par revalorisation de sa giration résiduelle. La giration de l'écoulement (mise en rotation indésirable car ne contribuant pas à 15 l'augmentation de vitesse d'écoulement selon l'axe propulsif) issu de la première hélice est récupérée par l'interaction avec les pales de la second hélice (ici quasi immobile), et revalorisée sous forme de vecteur vitesse de l'écoulement orienté selon l'axe propulsif principal. Un troisième mode de fonctionnent M3 correspond à un ralenti, descente de 20 l'aéronef, mode au cours duquel la turbomachine a besoin d'une faible puissance : - Le générateur de gaz et la première hélice 31 sont régulés sur un point de fonctionnement significativement supérieur au besoin propulsif réel ; - L'énergie générée en excédent se manifeste sous la forme d'un excédent enthalpique et d'une giration en sortie de la première hélice 31. Cette énergie 25 excédentaire, est récupérée sur la deuxième hélice 32 qui est alors mise en rotation et fonctionne en mode éolienne via le choix d'un angle de calage adapté. L'énergie mécanique ainsi récupérée sur la deuxième hélice 32 alimente le deuxième moteur/générateur 70 qui fonctionne alors en mode générateur, rechargeant l'unité de stockage 90. 30 Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression comprise entre 90 et 100 % en fonction du débit de carburant injecté dans la chambre de combustion. Au cours de ce troisième mode de fonctionnement M3, le découplage énergétique du besoin propulsif et du point de fonctionnement du générateur de gaz 11 et de la première hélice 31 permet de positionner ces derniers sur des zones de rendement bien plus favorables que celles atteintes sur une configuration classique au ralenti. Ceci permet en outre de s'éloigner des zones critiques d'opérabilité compresseur par le biais du positionnement du générateur de gaz sur des niveaux de 5 puissance moyens/élevés pour lesquels l'opérabilité est moins critique qu'aux conditions ralenti. Un quatrième mode de fonctionnement M4 correspondant au freinage de l'aéronef : Le calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif ; 10 La deuxième hélice 32 est laissée en calage neutre (en anglais, « windmiling ») qui permet de ne générer aucune puissance mécanique sur l'hélice ; Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression comprise entre 90 et 100%. 15 Au cours de ce quatrième mode de fonctionnement M4, il y a une inversion de poussée sur la première hélice 31 et la deuxième hélice 32 présente un calage choisi de manière à permettre une inversion de flux d'air alimentant la première hélice 31. Un cinquième mode de fonctionnement correspond à un dysfonctionnement de la première hélice 31 ou à une perte du générateur de gaz : 20 L'angle de calage de la deuxième hélice 32 est positionné en position pleine traction c'est-à-dire selon un angle de calage similaire à celui de la première hélice 31 lorsqu'elle fonctionne en conditions pour fournir le maximum de puissance ; Le deuxième moteur/générateur 70 est commandé pour fournir un maximum 25 de puissance à la deuxième hélice 32. Au cours de ce cinquième mode de fonctionnement M5, un niveau de poussée global est maintenu pendant une certaine durée (par le biais de l'alimentation de la deuxième hélice 32 afin de maintenir une capacité de traction, la poussée est alors générée exclusivement par le deuxième rotor 32), durée conditionnée par la capacité 30 du deuxième moteur/générateur électrique 70 et la puissance disponible dans l'unité de stockage 90 qui lui est associé. Ce cinquième mode de fonctionnement permet minimiser l'impact d'une perte de poussée de la première hélice 31. Un sixième mode de fonctionnement M6 correspond également à un dysfonctionnement mais ici de la deuxième hélice 32 : 12 Si le dysfonctionnement provient du fait qu'il n'est pas possible de commander l'angle de calage de la deuxième hélice 32 alors l'angle de calage de la deuxième hélice 32 est maintenu bloqué à sa dernière position occupée ; - Si le dysfonctionnement provient du deuxième moteur/générateur 70 alors la 5 deuxième hélice 32 est laissée en roue libre tant que la plage du calage permet de fournir une poussée ; Un tel sixième mode de fonctionnement M6 permet d'avoir une architecture de turbomachine qui est robuste à la défaillance de la deuxième hélice. Comme déjà évoqué, le premier moteur/générateur électrique 60 associé à la 10 première hélice 31 peut venir en complément de la mise en rotation par la turbine basse pression 15 (voir la figure 2). Cette configuration permet : - L'assistance de l'arbre basse pression (première hélice 31 amont) par le premier moteur/générateur électrique 60 ; 15 o Dans le cas du premier mode de fonctionnement : assistance au décollage, conjointement à l'assistance déjà produite par la deuxième hélice 32 ; o En cas de défaillance du générateur de gaz au cours du cinquième mode de fonctionnement : capacité à entraîner la première hélice 20 pendant une durée limitée ; - Le transfert d'énergie en temps réel entre la deuxième hélice 32 et l'arbre basse pression : même lorsque le stockeur lié au premier moteur/générateur, en mode « générateur » est vide, la deuxième hélice 32 peut ainsi être alimentée en énergie mécanique selon les besoins ; 25 - Un profil de recharge du premier moteur/générateur REVENDICATIONS1. Turbomachine d'un aéronef comprenant un carter externe (2) délimitant avec un moyeu interne (3), une veine (1) de circulation d'un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine basse pression configurée pour entrainer en rotation un arbre basse pression ; ladite turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une première hélice (31) ; et une deuxième hélice (32) en aval de la première hélice, la première hélice (31) étant entrainée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice étant entrainée en rotation par un moteur électrique (70), la deuxième hélice (32) étant en outre disposée à une distance comprise entre 1,5 et 4 longueurs de cordes (LC1) de la première hélice (31) définie entre des axes de calage respectifs (A31, A32) de chacune des première et deuxième hélices. 2. Turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle la deuxième hélice (32) présente un diamètre externe compris 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la première hélice (31). 3. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la turbomachine comprenant un moyeu interne (3) à partir duquel des pales de la deuxième hélice (32) s'étendent, la deuxième hélice (32) ayant un ratio rayon du moyeu, rayon externe de la pale compris entre 0,22 et 0,40. 4. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la deuxième hélice (32) présente une longueur de corde (LC2) comprise entre 0,8 et 1,2 fois la longueur de corde (LC1) de la première hélice (31). 5. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 4, comprenant un premier moteur/générateur (60) électrique configuré pour contribuer à entrainer en rotation un arbre basse pression, la première hélice (31) étant entrainée en rotation par ledit arbre basse pression (25) par l'intermédiaire d'un réducteur (50). 6. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, comprenant une unité de stockage (90) d'énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur 14 électrique (60, 70), l'unité de stockage d'énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh. 7. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la première 5 et la deuxième hélices (31, 32) sont disposées devant l'entrée de la veine (1) de circulation du flux de gaz. 8. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 6, dans laquelle la première et la deuxième hélices (31, 32) sont disposées en aval de la veine (1) et extérieurement à 10 la veine (1) de circulation du flux de gaz. 9. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, comprenant un générateur de gaz, une unité (uc2) de commande du deuxième moteur/générateur électrique (70), une unité (uc2') de commande de l'angle de calage de la deuxième 15 hélice (32), lesdites unités de commande étant configurées pour commander le deuxième moteur et l'angle de calage de la deuxième hélice selon l'un des modes de fonctionnement suivants : un premier mode de fonctionnement (M1) nécessitant une première puissance propulsive donnée, premier mode de fonctionnement selon lequel le deuxième 20 moteur/générateur entraine en rotation la deuxième hélice et l'angle de calage de la deuxième hélice est commandé pour que la deuxième hélice fournisse entre 20% et 40% de ladite puissance propulsive donnée ; un deuxième mode de fonctionnement (M2) nécessitant une deuxième puissance propulsive donnée, deuxième mode de fonctionnement selon 25 lequel le deuxième moteur/générateur n'entraine pas en rotation la deuxième hélice et l'angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à maximiser un couplage aérodynamique avec la première hélice ; un troisième mode de fonctionnement (M3) nécessitant une troisième puissance propulsive donnée, troisième mode selon lequel le générateur de 30 gaz et la première hélice sont régulés de manière à fournir une puissance propulsive supérieure à la troisième puissance propulsive donnée ; un quatrième mode de fonctionnement (M4) selon lequel l'angle de calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif et selon lequel la deuxième hélice est commandée en calage neutre, le générateur de gaz 15 fonctionnant dans une plage de régime haute pression comprise entre 90% et 100%, quatrième mode selon lequel la première hélice est en inversion de poussée et la deuxième hélice permet une inversion du flux d'air alimentant la première hélice ; 5 un cinquième mode de fonctionnement (M5) selon lequel un niveau de poussée global est maintenu par une alimentation énergétique exclusivement électrique pendant une durée donnée ; Un sixième mode de fonctionnement (M6) selon lequel la deuxième hélice présente un dysfonctionnement : 10 o Si la commande de l'angle de calage de la deuxième hélice est défectueux alors, l'angle de calage de la deuxième hélice est bloquée ; o Si le deuxième moteur/générateur de la deuxième hélice est défectueux alors la deuxième hélice est commandée pour être en roue libre.