FR 3096408 A1 20201127 FR 2004462 A 20200505 Description Titre de l'invention : Moteur turbine à gaz [0001] La présente description concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef et un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef. [0002] Les moteurs à turbine à gaz à double flux pour la propulsion des aéronefs présentent de nombreux facteurs de conception qui affectent le rendement global et la sortie de puissance ou poussée. Pour permettre une poussée plus élevée tout en maintenant le rendement, une soufflante de plus grand diamètre peut être utilisée. Lorsque le diamètre de la soufflante est augmenté, toutefois, la vitesse inférieure requise de la soufflante tend à rentrer en conflit avec les besoins du composant de turbine auquel l'arbre central est relié, typiquement une turbine basse pression. Une combinaison plus optimale peut être réalisée en incluant une boîte d'engrenages entre la soufflante et l'arbre central, ce qui permet à la soufflante de fonctionner à une vitesse de rotation réduite, et permet donc une soufflante de plus grande taille, tout en maintenant une vitesse de rotation élevée pour la turbine basse pression, permettant de réduire le diamètre global de la turbine. [0003] Un rendement de propulsion élevé pour un moteur à turbine à gaz à engrenages est obtenu grâce à un débit massique élevé à travers le moteur. Ceci peut être réalisé en partie en augmentant le rapport de dérivation du moteur, qui est le rapport entre le débit massique du flux de dérivation et le débit massique entrant dans le noyau central. Pour atteindre un rapport de dérivation élevé avec une soufflante plus grande tout en maintenant un rapport d'engrenage et une vitesse de soufflante optimum, la taille du noyau central, en particulier la turbine basse pression, peut nécessiter d'être augmentée, ce qui rendrait une intégration d'un réacteur à double flux plus important sous une aile d'aéronef plus difficile. Un problème général devant être résolu consiste donc à trouver comment atteindre un rendement de propulsion élevé pour un moteur à turbine à gaz à engrenages plus important tout en permettant l'intégration du moteur dans un aéronef. [0004] Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : [0005] un noyau central comprenant une turbine, un compresseur,et un arbre central reliant la turbine au compresseur ; [0006] une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; [0007] une nacelle entourant le noyau central et définissant un conduit de dérivation une tuyère d'échappement de dérivation ; et [0008] une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée depuis l'arbre central et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de 2 rotation plus basse que l'arbre central, [0009] dans lequel le moteur à turbine à gaz est configure de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet d'une première vitesse de jet sortant de la tuyère d'échappement de dérivation à une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement du noyau central dans des conditions de ralenti est supérieur d'un facteur d'environ 2 ou plus au rapport de vitesse de jet aux conditions de poussée maximale au décollage. [0010] Une grande variation dans le rapport de vitesse de jet entre le ralenti et la poussée maximale permet aux flux de noyau et de dérivation d'être gérés pour maintenir le moteur opérationnel avec un rendement de propulsion élevé et un rapport de dérivation élevé. La grande variation peut être obtenue en optimisant la conception aérodynamique de la soufflante et des composants de compresseur et/ou en utilisant d'autres dispositifs sur le moteur tels que des aubes directrices et grilles de guidage variables. [0011] Le rapport de vitesse de jet, RE, peut être défini comme suit : [0012] [Math .1] vccelupTiir 100131 où VI; est la première vitesse de jet en expansion totale, CE est un coefficient de poussée de la tuyère de dérivation, Vc est la deuxième vitesse de jet en expansion totale, Cc est un coefficient de poussée de la tuyère d'échappement centrale, 11,,,, est un rendement isentropique d'une turbine de pression minimale du noyau central et q est un rendement isentropique de compression d'air dans le conduit de dérivation par la soufflante. La vitesse de jet en expansion totale peut être définie comme la vitesse de jet axiale au point où le jet d'échappement est en expansion jusqu'à la pression ambiante. [0014] La boîte d'engrenages peut avoir un rapport d'engrenage compris entre environ 15 et environ 5, ou peut avoir un rapport d'engrenage au sein d'une plage telle que définie d'une manière plus détaillée ci-dessous. [0015] Dans certains exemples le moteur à turbine à gaz peut être configure de telle sorte que le rapport de vitesse de jet se situe dans une plage allant d'environ 0,75 à environ 1,3 aux conditions de croisière. [0016] Le moteur à turbine à gaz peut être configure de telle sorte que le rapport de vitesse de jet aux conditions de ralenti est compris entre environ 2 et 3. [0017] Le moteur à turbine à gaz peut être configure de telle sorte que le rapport de vitesse de jet aux conditions de poussée maximale au décollage est compris entre environ 0,75 et 1,3, ou éventuellement entre environ 0,8 et 1,0. [0018] La soufflante peut avoir un diamètre externe compris entre environ 220 cm et environ 290 cm. et éventuellement entre environ 230 cm et environ 260 cm, ou peut V5Cft R j - 3 avoir un diamètre externe au sein d'une plage telle que définie ci-dessous. [0019] Le facteur se rapportant à la différence de rapport de vitesse de jet entre les conditions de ralenti et de poussée maximale au décollage peut être défini comme [0020] [Math.2] Rj au ralenti au sol Rj au -décolage 100211 c'est-à-dire le rapport de vitesse de jet aux conditions de ralenti au sol divisé par le rapport de vitesse de jet aux conditions de poussée maximale au décollage. 100221 Le facteur peut être dans une plage comprise entre environ 2 et environ 3,5, ou éven- tuellement entre environ 2,1 et environ 3,16. Se trouver au-dessus de la limite inférieure d'environ 2 ou 2,1 permet une combustion réduite de carburant et peut être réalisé par des caractéristiques telles qu'un pied de soufflante plus linéaire pour maintenir une exploitabilité de soufflante à une poussée spécifique plus basse obtenue par un diamètre de soufflante plus grand en combinaison avec une boîte d'engrenages et un noyau central plus petit. Au-dessus de la limite supérieure d'environ 3,16 ou 3,5, le diamètre de soufflante requis devient de plus en plus inacceptable pour une installation sous l'aile et exigerait d'autres caractéristiques pour réduire la traînée. 100231 Des conditions de poussée maximale au décollage (MTO) peuvent être définies comme un fonctionnement du moteur dans des conditions de pression et de température au niveau de la mer de l'atmosphère type internationale (ISA) +15 °C à la poussée maximale au décollage en bout de piste, qui est typiquement définie à une vitesse d'aéronef d'environ 0,25 Mn, ou entre environ 0,24 et 0,27 Mn. Des conditions de poussée maximale au décollage pour le moteur peuvent pour cette raison être définies comme un fonctionnement du moteur à une poussée maximale au décollage à la pression et à la température ISA au niveau de la nier +15 °C avec une vitesse d'entrée de soufflante de 0,25 Mn. [0024] Des conditions de ralenti peuvent être définies comme un fonctionnement du moteur à environ 4 % de poussée maximale au décollage dans des conditions de pression et de température ISA au niveau de la mer +15 'C. Selon une autre possibilité, des conditions de ralenti peuvent être définies comme un fonctionnement du moteur à une poussée minimale en régime continu dans des conditions de pression et de température ISA au niveau de la nier +15 'C. [0025] Selon un deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : [0026] un noyau central comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central reliant la turbine au compresseur ; [0027] une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et [0028] une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée depuis l'arbre central pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central, [0029] dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation du moteur et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement du noyau central varie de plus d'un facteur de deux entre le ralenti et la poussée maximale aux conditions ISA au niveau de la mer. [0030] Les diverses caractéristiques facultatives et avantageuses associées à l'invention selon le premier aspect peuvent également s'appliquer au deuxième aspect. [0031] Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la présente description peut se rapporter à un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau central comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur et un arbre central reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante) située en amont du noyau central. [0032] Des agencements de la présente description peuvent être particulièrement, bien que pas exclusivement, avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par l'intermédiaire d'une boîte d'engrenages. Ainsi, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée de l'arbre central 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 central. L'entrée vers la boîte d'engrenages peut être directement à partir de l'arbre central, ou indirectement à partir de l'arbre central, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droit. L'arbre central 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). [0033] 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 avoir tout nombre souhaité d'arbres reliant les turbines et les compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre central peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre central peut être un premier compresseur, et l'arbre central peut être un premier arbre central. Le noyau central peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre central reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central. [0034] Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné de façon axiale en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agence pour recevoir (par exemple directement recevoir, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux du premier compresseur. [0035] La boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée par l'arbre central qui est configure pour tourner (par exemple en utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre central dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée uniquement par l'arbre central qui est configure pour tourner (par exemple en utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement le premier arbre central, et non le deuxième arbre central, dans l'exemple ci-dessus). Selon une autre possibilité, la boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. [0036] La boîte d'engrenages peut être une boîte de réduction (en cc que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre central). N'importe quel type de boîte d'engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « planétaire » ou « en étoile », telle que décrite plus en détail ailleurs dans la présente description. La boîte d'engrenages peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaite (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieure à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4,2, ou 3,2 à 3,8, par exemple 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. Le rapport d'engrenage peut être par exemple compris entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Strictement à titre d'exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. [0037] Dans tout moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, une chambre de combustion peut être fournie axialement en aval de la soufflante et du ou des compresseurs. Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval (par exemple en sortie) du deuxième compresseur, où un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux en sortie de la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, où une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. [0038] Le ou les compresseurs (par exemple le premier compresseur et le deuxième com- presseur tels que décrits ci-dessus) peuvent comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple plusieurs étages. Chaque étage peut comporter 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 (l'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être décalées axialement l'une de l'autre. 6 [0039] La ou les turbines (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple plusieurs 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 décalées axialement l'une de l'autre. [0040] Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une étendue radiale s'étendant depuis un pied (ou moyeu) au niveau d'un emplacement lavé au gaz radialement interne, ou position d'étendue de 0 %, jusqu'à une pointe à une position d'étendue 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 la pointe peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 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 inclus dans une plage délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32. Ces rapports peuvent être couramment désignés par le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent aussi être mesurés au niveau de la partie du bord d'attaque (ou la plus en avant axialement) de l'aube. Le rapport du moyeu à la pointe se réfère, bien entendu, à la partie lavée au gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de toute platetbrme. [0041] Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur et la pointe d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement le double du rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) : 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 (environ 150 pouces) cm. 390 cm (environ 155 pouces). 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) or 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de la soufflante peut être compris 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), par exemple dans la plage de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm. [0042] La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est inférieure pour les soufflantes avec un diamètre élevé. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieure à 2 500 tr/min, par exemple inférieure à 7 2 300 tr/min. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être comprise dans la plage de 1 700 tr/min à 2 500 tr/min, par exemple dans la plage de 1 800 tr/min à 2 300 tr/min, par exemple dans la plage de 1 900 tr/min à 2 100 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 320 cm à 380 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 1800 tr/min. [0043] Lors de l'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation entraîne le mouvement de la pointe de l'aube de soufflante à une vitesse Upoin,. Le travail effectué par les aubes de soufflante 13 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie telle que dH/Up0i,12, où dH est l'augmentation de l'enthalpie (par exemple l'augmentation de l'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U. est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de la pointe (qui peut être défini comme un rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre (le) l'une quelconque des valeurs suivantes : 0,28, 0,29, 0,3, 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 en Jkg 'Ki/(ms 1)2). La charge de pointe de soufflante 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), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3. [0044] Les moteurs à turbine à gaz selon la présente description peuvent avoir tout rapport de dérivation désiré, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de dérivation au débit massique du flux à travers le noyau dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le rapport de dérivation peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 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 ou 20. Le rapport de dérivation 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), par exemple dans la plage de 13 à 16, ou de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l'extérieur du réacteur. La 8 surface radialemcnt externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. [0045] 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) l'une quelconque des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global 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), par exemple dans la plage de 50 à 70. [0046] 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. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 110 Nkg 's, 105 Nkg 's, 100 Nkg 's.95 Nkg 's, 90 Nkg 's, 85 Nkg 's ou 80 Nkg 's. La poussée spécifique 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), par exemple dans la plage de 80 Nkg 's à 100 Nkg 's, ou de 85 Nkg 's à 95 Nkg 's. Ces moteurs peuvent être particulièrement efficaces en comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. [0047] Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. À titre d'exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs 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 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). À titre d'exemple uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. [0048] 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 9 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 750K, 1 800K, 1 850K, 1 900K, 1 950 K ou 2 000 K. La TET maximale 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), par exemple dans la plage de 1 800 K à 1 950 K. 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). [0049] La poussée maximale au décollage pour le moteur peut être définie comme un fonc- tionnement du moteur à plus ou moins 15 degrés C des conditions de pression et de température au niveau de la mer de l'atmosphère type internationale à la poussée maximale au décollage en bout de piste, qui est typiquement définie à une vitesse d'aéronef d'environ 0,25 Mn, ou entre environ 0,24 et 0,27 Mn. Des conditions de poussée maximale au décollage pour le moteur peuvent pour cette raison être définies comme un fonctionnement du moteur à une poussée maximale au décollage à la pression et à la température ISA au niveau de la mer avec une vitesse d'entrée de soufflante de 0,25 Mn. [0050] Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de tout matériau approprié ou de toute combinaison de matériaux appropriée. Par exemple, au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou de profil peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un matériau composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel que de la fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire, au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil 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 d'aluminium et de lithium) ou un matériau à base d'acier. Les aubes de soufflante peuvent comprendre au moins deux régions fabriquées à l'aide de matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué à l'aide d'un matériau plus apte à résister aux chocs (par exemple d'oiseaux, de glace ou d'autres matières) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué à l'aide de titane ou d'un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d'aluminium (tel qu'un alliage d'aluminium et de lithium) avec un bord d'attaque en titane. [0051] 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 fixées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre une fixation qui peut venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu (ou le disque). Strictement à titre d'exemple, une telle fixation peut se présenter sous la forme d'une queue d'aronde pouvant se glisser dans et/ou venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu/disque pour fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées d'un seul tenant avec une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubagc ou couronne à aubagc. 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 fixée au moyeu/disque par soudage, tel qu'un soudage par friction linéaire. [0052] Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être pourvus ou non dune buse à section variable (VAN). Une telle buse à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de dérivation en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer aux moteurs avec ou sans VAN. [0053] La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. [0054] Tel qu'il est utilisé ici, le terme conditions de croisière a une signification classique et sera aisément compris par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtra immédiatement que les conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie « mission économique ») d'un aéronef sur lequel le moteur à turbine à gaz est destiné à être installé. À cet égard, le terme mi-croisière désigne le point dans un cycle de vol d'aéronef auquel 50 % du carburant total brûlé entre la fin de montée et le début de descente a été brûlé (ce qui peut correspondre approximativement au point milieu, en termes de temps et/ou de distance, entre la fin de montée et le début de descente. Les conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assure un fonctionnement en régime continu (c'est-à-dire maintenant une altitude constante et un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef sur 11 lequel il est destiné à être installé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis dans cet aéronef. Par exemple, lorsqu'un moteur est conçu pour être installé sur un aéronef comportant deux moteurs du même type, en conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime continu de cet aéronef à mi-croisière. [0055] En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies comme le point dc fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir, en combinaison avec tout autre moteur de l'aéronef, un fonctionnement en régime continu de l'aéronef sur lequel il est destiné à être installé à un nombre de Mach donné à mi-croisière) dans des conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l'altitude de mi-croisière). Pour tout moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée de mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur dans des conditions de croisière est clairement défini. [0056] À titre d'exemple uniquement, la vitesse vers l'avant dans des conditions de croisière peut être n'importe quel point dans la plage de Mach 0,7 à 0,9, par exemple de 0,75 à 0,85, par exemple de 0,76 à 0,84, par exemple de 0,77 à 0,83, par exemple de 0,78 à 0,82, par exemple de 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 de 0,8 à 0,85. Toute vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie des conditions de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être extérieures à ces plages, par exemple inférieures à Mach 0,7 ou supérieures à Mach 0,9. [0057] À titre d'exemple uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude dans la plage de 10 000 m à 15 000m, par exemple dans la plage de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage de 10 400 m à 11 600 m (environ 38 000 pi), par exemple dans la plage de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage de 10 600 m à 11 400m, par exemple dans la plage de 10 700m (environ 35 000 pi) à 11 300 m, par exemple dans la plage de 10 800 m à 11 200m, par exemple dans la plage de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. [0058] À titre d'exemple uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requise connu (par exemple une valeur dans la plage de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach de 0,8 et des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pi (11 582 m). A titre d'exemple supplémentaire uniquement, les 12 conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requise connu (par exemple une valeur dans la plage de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach de 0,85 et des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pi (10 668 m). [0059] En utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner dans les conditions de croisière définies ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions de mi-croisière) d'un aéronef sur lequel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté pour assurer une poussée propulsive. [0060] Selon un aspect, il est fourni un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef sur lequel le moteur à turbine à gaz est destiné à être installé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document, et/ou les conditions de poussée maximale au décollage se rapportent aux conditions de poussée maximale au décollage de l'aéronef. [0061] Selon un aspect, il est fourni un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement à la mi-croisière et/ou à la poussée maximale au décollage de l'aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document. [0062] L'homme du métier comprendra que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre déclit 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. [0063] Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, avec des références aux Figures, dans lesquelles : [0064] [fig.1] est une vue en coupe latérale d'un moteur à turbine à gaz ; [0065] [fig.2] est une vue en coupe latérale rapprochée d'une partie en amont d'un moteur à turbine à gaz ; [0066] [fig.3] est une vue partiellement coupée d'une boîte d'engrenages pour un moteur à turbine à gaz ; [0067] [fig.4] est un exemple de tracé du changement de combustion de carburant en fonction du rapport de vitesse de jet ; [0068] [fig.5] est un dessin schématique d'un aéronef ayant un moteur à turbine à gaz monté sur celui-ci ; et [0069] [fig.6] est un dessin schématique illustrant le concept d'une vitesse de jet en 13 expansion totale. [0070] La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation 9. Le moteur 10 comprend une entrée d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air principal A et un flux d'air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le flux d'air A. Le noyau central 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 centrale 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d'échappement de dérivation 18. Le flux d'air de dérivation B s'écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à et entraînée par la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'une boîte d'engrenages épicycloïdale 30. [0071] En utilisation, le flux d'air central A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire se produit. 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 ainsi les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une poussée propulsive. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 au moyen d'un arbre d'interconnexion 27 approprié. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée propulsive. La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est une boîte de réduction. [0072] Un agencement exemplaire pour un moteur à turbine à gaz 10 est illustré dans la Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou un engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenages épi-cycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de la roue solaire 28 et s'engrenant avec celle-ci se trouve une pluralité de satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 contraint les satellites 32 à tourner autour de la roue solaire 28 en synchronicité tout en permettant à chaque 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 pour entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci se trouve un anneau ou une couronne planétaire 38 qui est couplée, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support fixe 24. [0073] 11 est à noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » peuvent être utilisés pour désigner les étages de turbine de pression minimale et les étages de compresseur de pression minimale (c'est-à-dire n'incluant pas 14 la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur reliés entre eux par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus faible dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de boîte d'engrenages qui entraîne la soufflante 23). Dans certains documents, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » désignés dans la présente description peuvent alternativement être appelés « turbine de pression intermédiaire » et « compresseur de pression intermédiaire ». Dans le cas où une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être appelée premier étage de compression, ou étage de compression de pression minimale. [0074] La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est représentée à titre d'exemple plus en détail dans la Figure 3. Chacun de la roue solaire 28, des satellites 32 et de la couronne 38 comprend des dents autour de leur périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour des raisons de clarté, seules des parties exemplaires des dents sont illustrées dans la Figure 3. Quatre satellites 32 sont illustrés, niais le lecteur compétent dans la technique comprendra que les satellites 32 peuvent être fournis en plus ou moins grand nombre dans le domaine d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'une boîte d'engrenages épicycloïdale planétaire 30 comprennent généralement au moins trois satellites 32. [0075] La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 illustrée à titre d'exemple dans les Figures 2 et 3 est de type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, la couronne 38 étant fixe. Toutefois, tout autre type de boîte d'engrenages épicycloïdale 30 approprié peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages épicycloïdale 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) 38 pouvant tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne 38. À titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages 30 peut être une boîte d'engrenages différentielle dans laquelle la couronne 38 et le porte-satellites 34 peuvent tous les deux tourner. [0076] On comprend que l'agencement illustré dans les Figures 2 et 3 est fourni à titre d'exemple uniquement, et diverses alternatives sont dans le domaine d'application de la présente description. À titre d'exemple uniquement, tout agencement approprié peut être utilisé pour placer la boîte d'engrenages 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier la boîte d'engrenages 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les liaisons (telles que les liaisons 36, 40 dans l'exemple de la Figure 2) entre la boîte d'engrenages 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 toute raideur ou souplesse souhaitée. À titre d'exemple supplémentaire, tout agencement adapté des paliers entre des parties rotatives et fixes du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie de la boîte d'engrenages et les structures fixes, comme le carter de boîte d'engrenages) peut être utilisé, et l'invention n'est pas limitée à l'exemple d'agencement de la Figure 2. Par exemple, lorsque la boîte d'engrenages 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendra aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et les emplacements des paliers sont typiquement différents de ceux représentés à titre d'exemple dans la Figure 2. [0077] En conséquence, la présente invention s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant tout agencement de styles de boîte d'engrenages (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbre d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. [0078] Facultativement, la boîte d'engrenages peut entraîner des composants supplé- mentaires et/ou alternatifs (par exemple, le compresseur de pression intermédiaire et/ ou un précompresseur). [0079] D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels peut s'appliquer la présente description peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre alternatif d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz illustré dans la Figure 1 a une tuyère de flux divisé 18, 20, c'est-à-dire que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est séparée vers et radialement à l'extérieur de la tuyère du réacteur 20. Toutefois, cela n'est pas limitatif, et tout aspect de l'invention peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux dans le conduit de dérivation 22 et le flux dans le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être appelée tuyère de flux mélangé. L'une des tuyères ou les deux tuyères (de flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une surface fixe ou variable. [0080] La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et de ses composants, est définie par un système axial classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l'axe de rotation 9), une direction radiale ((lu bas vers le haut dans 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 perpendiculaires entre elles. [0081] La Figure 4 illustre un exemple de tracé de changement de combustion de carburant, 4FB, en fonction du rapport de vitesse de jet, R1, d'autres facteurs étant constants. Le changement de contribution à la combustion de carburant à partir du rendement de propulsion 401 est déterminé par rapport à une valeur optimale pour le rapport de vitesse de jet d'environ 1,0, avec une augmentation de combustion de carburant à la fois au-dessus et en dessous de cette valeur. Les facteurs qui peuvent affecter le rapport de vitesse de jet incluent les vitesses de rotation relatives de la soufflante et de la turbine et les zones des tuyères d'échappement pour les échappements de dérivation et 16 central. Un rapport d'engrenage plus bas de la boîte d'engrenages, c'est-à-dire un rapport d'engrenage d'environ 3,4 ou plus bas, aura tendance à donner des valeurs pour le rapport de vitesse de jet de 1,0 ou plus. Pour garder la perte de combustion de carburant à plus ou moins environ 0,5 % ou moins, on peut voir à partir de la Figure 4 que le rapport de vitesse de jet doit être entre environ 1,0 et environ 1,3. À mesure que le rapport de vitesse de jet augmente, l'augmentation de combustion de carburant devient plus importante. Une autre limite supérieure préférée pour le rapport de vitesse de jet est d'environ 1,2, ce qui maintient l'augmentation de combustion de carburant à environ 0,25 à 0,3 %. [0082] Pour un rapport d'engrenage plus élevé, c'est-à-dire environ 3,3 à 3,4 et plus, par exemple jusqu'à environ 3,8 ou, dans certains cas, même plus, le rapport de vitesse de jet a tendance à être d'environ 1,0 ou inférieur. À mesure que le rapport de vitesse de jet diminue, la contribution de combustion de carburant par le rendement de propulsion 401 augmente, et à une vitesse plus élevée que pour la partie supérieure à 1,0. Pour maintenir cette perte à plus ou moins environ 0,5 %, on peut voir à partir de la Figure 4 que le rapport de vitesse de jet doit être maintenu à plus ou moins environ 0,8 jusqu'à environ 1,0, et pour un rapport d'environ 0,75 et plus bas, la contribution de combustion de carburant par le rendement de propulsion devient dominante, montant à environ 0,7 % et plus. Une autre limite inférieure préférée pour le rapport de vitesse de jet d'environ 0,85 ou 0,90 peut être utilisée pour maintenir la contribution de combustion de carburant par le rendement de propulsion à environ 0,25 % ou inférieur. Cependant, la diminution supplémentaire du rapport de vitesse de jet permet d'utiliser un rapport d'engrenage supérieur et/ou de diminuer le rapport de pression sur la turbine IP, ce qui permet d'utiliser une turbine IP plus petite, plus rapide et/ou plus légère, ce qui entraîne une contribution inférieure de la perte de combustion de carburant 402 par la turbine IP. Une plage d'environ 0,75 à environ 0,82 pour le rapport de vitesse de jet est de ce fait avantageux. [0083] Pour un jeu donné d'engrenages composant une boîte d'engrenages épicycloïdale, un agencement à entraînement planétaire produira un rapport d'engrenage supérieur à celui d'un agencement d'entraînement en étoile. Un agencement en étoile est pour cette raison généralement préféré en combinaison avec un rapport de vitesse de jet d'environ 1,0 et plus, et un agencement planétaire pour un rapport de vitesse de jet d'environ 1,0 et moins. [0084] Selon un aspect général, pour cette raison, le moteur à turbine à gaz peut être configuré de telle sorte que le rapport de vitesse de jet se situe dans une plage allant d'environ 0,75 à environ 1,3 aux conditions de croisière. [0085] La Figure 5 illustre un exemple d'aéronef 50 ayant un moteur à turbine à gaz 10 fixé à chaque aile 51a, 5 lb de celui-ci. Lorsque l'aéronef est en vol dans des conditions de 17 croisière, telles que définies ici, chaque moteur à turbine à gaz 10 fonctionne de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation du moteur 10 et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement 20 du noyau central se situe dans une plage allant d'environ 0,75 à environ 1,3. [0086] La Figure 6 illustre un exemple de tuyère d'échappement 60 d'un moteur à turbine à gaz. La pression Pj en sortie ou au niveau de la gorge 61 de la tuyère d'échappement 60 est supérieure à la pression ambiante Pa autour du moteur. À une certaine distance de la sortie de tuyère 61, la pression de jet est égale à la pression ambiante, soit Pj=Pa. La vitesse de jet en expansion totale est définie comme la vitesse de jet 62 à ce point, soit la vitesse de jet le long de l'axe du moteur à une distance minimale de la tuyère d'échappement où la pression est égale à la pression ambiante. [0087] Les paramètres qui peuvent être ajustés pour obtenir un rapport de vitesse de jet dans les limites de la plage souhaitée peuvent inclure l'angle de sortie d'aube de LPT, de sortie de LPT, et la vitesse de rotation de LPT. [0088] Le tableau suivant illustre des exemples de paramètres pour deux exemples de moteur, l'exemple 1 étant pour un moteur de puissance relativement faible, ou inférieure et l'exemple 2 pour un moteur de puissance relativement importante, ou supérieure. Un petit moteur peut, par exemple, avoir un diamètre de soufflante compris entre environ 200 et 280 cm et/ou une poussée nette maximale comprise entre environ 160 et 250 kN ou telle que définie ailleurs dans le présent document. Un grand moteur peut, par exemple, avoir un diamètre de soufflante compris entre environ 310 et 380 cm et/ou une poussée nette maximale comprise entre environ 310 et 450 kN ou telle que définie ailleurs dans le présent document. [0089] 18 [Tableaux 1] Paramètre Exemple I (petit moteur) Exemple 2 (grand moteur) Diamètre de soufflante (cm) 215 320 Pression totale de sortie LPT au flux maximal (kPa) 130 130 Débit massique de sortie LPT maximal (kg/s) 50 100 Aire filiale de rotor LPT (m2) 0,38 ou moins, par exemple 0,25 à 0,38 0,75 ou moins, par exemple 0,5 à 0,75 Pression totale d'entrée ESS au flux maximal (kPa) 140 140 Débit massique d'entrée ESS (kg/s) 50 100 Aire de rotor d'entrée ESS (m2) 0,275 ou plus, par exemple 0,27 à 0,3 0,55 ou plus, par exemple 0,55 à 0,6 100901 Les paramètres ci-dessus se rapportan à la pression totale de sortie LPT au flux maximal, de débit massique de sortie LPT maximal et d'aire finale de rotor LPT déterminent ensemble la vitesse de flux de sortie du LPT, c'est-à-dire la vitesse de flux au niveau d'une sortie du noyau central. La pression totale d'entrée ESS au flux maximal, le débit massique maximal d'entrée ESS et l'aire de rotor d'entrée ESS déterminent ensemble la vitesse au niveau de l'entrée du noyau central. La vitesse axiale de flux d'échappement à partir de la tuyère d'échappement de dérivation peut être déterminée, au moins en partie, par l'aire de la sortie de tuyère d'échappement de dérivation. 10091] Afin d'obtenir un rapport de vitesse de jet dans les limites de la plage souhaitée, la soufflante peut être pourvue de caractéristiques telles qu'un pied de soufflante plus linéaire. Les compresseurs, en particulier le compresseur haute pression, peuvent être pourvus de caractéristiques pour gérer leur exploitabilité pour permettre aux compresseurs de fonctionner à une faible puissance requise pour répondre aux rapports définis, lesquelles peuvent, par exemple, inclure des dispositifs tels que des aubes directrices variables. Ceci change l'incidence du flux sur les aubes et aide à maintenir une marge d'exploitabilité empêchant le compresseur de pomper ou de caler lors d'un fonctionnement à des vitesses plus basses. [0092] On comprendra que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci- dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans sortir des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être 19 employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou plusieurs caractéristiques décrites ici. [Revendication 1] [Revendication 2] REVENDICATIONSMoteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre central (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du noyau central (11), la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; une nacelle (21) entourant le noyau central (11) et définissant un conduit de dérivation (22) et une tuyère d'échappement de dérivation (18) ; et une boîte d'engrenages (30) qui reçoit une entrée de l'arbre central (26) et délivre en sortie un entraînement à la souffhtnte (23) de façon à entraîner la souffhtnte (23) à une vitesse de rotation plus basse que hutre central (26), dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est configuré de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet d'une première vitesse de jet sortant de la tuyère d'échappement de dérivation (18) à une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement (20) du noyau central (11) dans des conditions de ralenti est supérieur d'un facteur d'environ 2 ou plus au rapport de vitesse de jet aux conditions de poussée maximale au décollage. Procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10) sur un aéronef (50), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre central (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; une nacelle (21) entourant le noyau central (11) et définissant un conduit de dérivation (22) et une tuyère d'échappement de dérivation (18) ; et une boîte d'engrenages (30) qui reçoit une entrée de l'arbre central (26) pour entraîner la soufflante (23) à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central (26), dans lequel le procédé comprend un fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) pour fournir une propulsion de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet d'une première vitesse de jet sortant de la tuyère d'échappement de dérivation (18) à une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement (20) du noyau central (11) dans des conditions de ralenti est supérieur d'un facteur d'environ 2 ou plus au rapport de vitesse de jet aux conditions de poussée maximale au 21 [Revendication 3] décollage. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 ou procédé selon la revendication 2, dans lequel le rapport de vitesse de jet. R,, est défini comme : [Math .1] [Revendication 41 [Revendication 51 [Revendication 6] [Revendication 7] V CCCI7LPT7IF où VB est la première vitesse de jet en expansion totale, CB est un coefficient de poussée de la tuyère d'échappement de dérivation (18), Vc est la deuxième vitesse de jet en expansion totale, Cc est un coefficient de poussée de la tuyère d'échappement de noyau central (20), rkpi, est un rendement isentropique d'une turbine de pression minimale du noyau central (11) et 11F est un rendement isentropique de la pointe de soufflante. Moteur à turbine à gai selon la revendication 1 ou l'une quelconque revendication dépendant de celle-ci, ou procédé selon la revendication 2 ou l'une quelconque revendication dépendant de celle-ci, dans lequel la boîte d'engrenages a un rapport d'engrenage compris entre environ 2,5 et environ 5, éventuellement dans la plage allant de 3,2 à 3,8. Moteur à turbine à gai selon la revendication 1 ou l'une quelconque revendication dépendant de celle-ci, ou procédé selon la revendication 2 ou l'une quelconque revendication dépendant de celle-ci, dans lequel le rapport de vitesse de jet est : dans une plage allant d'environ 0,75 à environ 1,3 aux conditions de croisière ; et/ou entre environ 2 et 3 aux conditions de ralenti ; et/ou entre environ 0,75 et 1.3, éventuellement entre environ 0,8 et 1,0, aux conditions de poussée maximale au décollage. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou rune quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, ou procédé selon la revendication 2 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel : la soufflante (23) a un diamètre externe compris entre environ 220 cm et environ 290 cm. éventuellement 230 cm à 280 cm ; ou la soufflante (23) a un diamètre externe compris entre environ 320 cm et environ 420 cm. éventuellement 330 cm à 380 cm. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou rune quelconque revendication dépendant de celle-ci, ou procédé selon la revendication 2 [Revendication 8] ou l'une quelconque revendication dépendant de celle-ci, dans lequel le facteur se situe dans une plage comprise entre environ 2 et environ 3,5, éventuellement dans une plage comprise entre environ 2,1 et environ 3.16. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, ou procédé selon la revendication 2 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel : la turbine est une première turbine (19), le compresseur est un premier compresseur (14), et l'arbre central est un premier arbre central (26) ; le noyau central comprend en outre une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre central (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur ; et la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central.