FR 3101856 A1 20210416 FR 1911489 A 20191015 L’invention concerne un groupe propulsif (1) comprenant : - une génératrice de gaz (100) comprenant : *un compresseur (110), *une chambre de combustion (120), *une turbine (130), - au moins deux modules propulsifs à air comprimé (200), chaque module propulsif comprenant : *une soufflante (230), *une turbine à air comprimé (220), configurée pour entraîner en rotation la soufflante (230), - un collecteur (300) permettant d’alimenter en air comprimé les turbines (220) respectives des modules propulsifs à air comprimé (200), où le collecteur (300) est configuré pour récupérer et mélanger : - au moins une portion du flux (F1) ayant traversé la chambre de combustion (120) de la génératrice de gaz (100), typiquement en sortie de turbine (130), et - au moins un flux dérivé (F2), ledit flux dérivé (F2) étant un flux d’air qui n’a pas traversé la chambre de combustion (120) de la génératrice de gaz (100). Figure pour abrégé : Fig. 2b Propulsion distribuée à modules propulsifs déportés DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L’invention concerne le domaine des ensembles propulsifs en aéronautique et en particulier la propulsion distribuée. La propulsion distribuée consiste à avoir un générateur de puissance à un endroit de l’avion et de transmettre cette puissance à une pluralité d’organes créateurs d’effort propulsif répartis à divers endroits dans l’avion. En particulier cette configuration permet de répartir la poussée sur plusieurs soufflantes (« fans » en terminologie anglo-saxonne) menées par un même générateur et de constituer ainsi un groupe propulsif à fort taux de dilution (16:1 voire 30:1 et au-delà) tout en gardant des soufflantes de taille individuelle intégrable à l’avion. De plus, cette distribution de la poussée permet des topologies d’arrangements géométriques et aérodynamiques minimisant les variations d’énergie sur l’ensemble aéronef/système propulsif, options généralement impossibles à envisager avec des ensembles propulsifs conventionnels où chaque générateur ne mène qu’une seule soufflante. Le problème posé est donc de transférer une grande puissance (10 à 60 MW) d’un générateur de puissance (souvent générateur de gaz) vers des soufflantes qui lui sont plus ou moins éloignées sur l’avion. ETAT DE L’ART L’état de l’art actuel distingue deux types de propulsions distribuées. La propulsion distribuée « courte » où le moteur mène plusieurs soufflantes mais où ces dernières lui restent proches (par proche on entend que la distance entre l’axe du moteur et l’axe des soufflantes est inférieur à trois fois le diamètre de la soufflante) et la propulsion distribuée « longue » où les soufflantes sont éloignées (par éloigné, on entend que la distance précédente est supérieure à trois fois le diamètre de la soufflante) de leur générateur de puissance. Deux technologies de transmission de puissance ont déjà été utilisées : - la transmission mécanique (arbre, engrenages divers) : en raison des contraintes de dynamique d’ensemble, de souplesse/rigidité, et de masse, ce mode de transmission est réservé quasiment exclusivement à une propulsion distribuée courte, - la transmission électrique (générateur électrique attelé au générateur de gaz, convertisseurs électriques, câbles électriques, moteur électrique attelé à chaque soufflante) : cette configuration nécessite des technologies de pointe pour réduire les pertes par effet Joule dans les câbles d’alimentation des moteurs de soufflantes mais aussi dans les câblages même des moteurs et des alternateurs nécessaires à une propulsion distribuée longue ; de plus, il faut parvenir à garder une masse dans des proportions raisonnables. La compétitivité d’une telle transmission électrique est également conditionnée par la disponibilité d’équipements à forte densité de puissance (typiquement supérieure à 250 kW/kg). Ces deux solutions présentent des difficultés (lubrification, complexité mécanique, ajustement et précision ; pertes par effet Joule, tension, poids). Une troisième solution a été investiguée de manière préliminaire : elle consiste à alimenter en air comprimé par un seul générateur de gaz une ou plusieurs turbines attelées chacune à une seule soufflante. Il en existe aujourd’hui deux variantes, illustrées par les figures 1a et 1b . En figure 1a , un générateur A1 comprend classiquement un compresseur A11, une chambre de combustion A12 et une turbine A13 (entrainant le compresseur A11 par le biais d’un arbre de liaison mécanique). Le générateur A1 alimente deux modules propulsifs A2 alimentés par le flux d’air sortant de la turbine A13. Le module propulsif A2 comprend une soufflante A21, entrainée en rotation par une turbine d’entrainement (via un arbre), qui est elle-même entrainée par ce flux d’air. La turbine d’entrainement est une turbine liée à l’extrémité radiale de la soufflante A21 (« tip turbine »). Il y a peu de perte de charge dans la tuyauterie A3 (du fait de la proximité du générateur et des soufflantes) qui relie la turbine A13 à la turbine d’entrainement du module propulsif A2, mais cela limite pratiquement l’intégration à un montage arrière sur avion à fuselage à section doublement elliptique dit « double bulles ». De plus, les gaz d’échappements sont très chauds (plus de 1100K en température pic rencontrée sur l’ensemble des conditions de fonctionnement), ce qui nécessite des matériaux et des dispositifs spécifiques, coûteuses (même la céramique Oxyde/Oxyde devient peu utilisable), toléré ici car peu de quantité est nécessaire pour la tuyauterie A3 qui est très courte. En figure 1b , un générateur B1 comprend classiquement un compresseur B11, une chambre de combustion B12 et une turbine B13 (entrainant le compresseur par le biais d’un arbre de liaison mécanique). Une pluralité de modules propulsifs B2 est déportée. Ici, le flux d’air est intégralement prélevé à l’entrée de la chambre de combustion B12, en sortie du compresseur B11 puis envoyé vers les turbines d’entrainement B22 des modules propulsifs B2, qui entrainent les soufflantes B21. Toutefois, les pressions impliquées (environ 50 bars, à une température de 1000K environ), outre le fait qu’elles nécessitent des matériaux adaptés qui sont lourds, nécessitent l’utilisation de petits tuyaux B3, limitant le débit individuel acheminable dans chaque tuyau, ce qui signifie que ce système est utilisable uniquement pour une multitude de petites soufflantes. PRESENTATION DE L’INVENTION A cet égard, l’invention propose dans un premier aspect un groupe propulsif comprenant : - une génératrice de gaz comprenant : *un compresseur, *une chambre de combustion, configurée pour recevoir de l’air comprimé par le compresseur, *une turbine, configurée pour entrainer en rotation le compresseur à l’aide des gaz issus de la chambre de combustion, - au moins deux modules propulsifs à air comprimé, chaque module propulsif comprenant : *une soufflante, *une turbine à air comprimé, configurée pour entrainer en rotation la soufflante, -un collecteur permettant d’alimenter en air comprimé les turbines respectives des modules propulsifs à air comprimé, dans lequel le collecteur est configuré pour récupérer et mélanger au moins une portion du flux ayant traversé la chambre de combustion de la génératrice de gaz, typiquement en sortie de turbine, et au moins un flux dérivé, ledit flux dérivé étant un flux d’air qui n’a pas traversé la chambre de combustion de la génératrice de gaz. Grâce à ce mélange des flux, la température de l’air comprimé est baissée par rapport à la technologie de la figure 1a , ce qui autorise un éloignement plus important des modules propulsifs. Le coût des matériaux des conduites d’acheminement et des modules propulsifs et leur poids baissent aussi. Par rapport à la technologie de la figure 1b , les pressions impliquées sont nettement plus basses, ce qui autorise des conduites plus larges et moins épaisses (pour le matériau), et donc une utilisation sur des modules propulsifs de taille individuelle plus élevée grâce à une baisse de la masse des conduites et une meilleure optimisation des turbines attelées à la soufflante. La génératrice de gaz comprend un axe longitudinal correspondant à un axe de rotation de la turbine et chaque module propulsif comprend un axe longitudinal correspondant à un axe de rotation de la turbine à air comprimé. Du fait qu’il s’agit d’un groupe propulsif dit « déporté », l'axe longitudinal de la génératrice de gaz et celui d'au moins un module propulsif ne sont pas confondus. Avantageusement, aucun de ces axes n’est confondu avec celui de la génératrice de gaz. Dans un mode de réalisation, le collecteur récupère quasiment l’intégralité ou l’intégralité du flux traversant la turbine de la génératrice de gaz. Cela permet d’optimiser le rendement. Dans un mode de réalisation, le collecteur permet de mélanger un flux ayant traversé la turbine du générateur de gaz et un flux dérivé (dit « bypass » ou « flux de contournement ») au niveau du compresseur de la génératrice de gaz. Cela permet d’homogénéiser plus facilement les pressions pour le mélange de flux. Préférablement, le flux dérivé est prélevé à un étage du compresseur présentant une pression équivalente à la pression en sortie de turbine. La turbine entraine le compresseur en rotation via un arbre mécanique. Dans un mode de réalisation, la génératrice de gaz est monocorps, c’est-à-dire qu’elle ne comprend qu’un corps tournant de compresseur et turbine. Dans un mode de réalisation, la génératrice de gaz est une turbomachine double corps dans lequel le compresseur comprend un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, dans lequel le flux dérivé est prélevé entre les deux compresseurs. Dans un mode de réalisation, la génératrice de gaz est une turbomachine double flux comprenant une soufflante en aval de laquelle se trouvent une veine secondaire et une veine primaire, la veine primaire intégrant le compresseur, la chambre de combustion et la turbine, dans laquelle le flux dérivé est prélevé dans la veine secondaire. Dans un mode de réalisation, la génératrice de gaz est une turbomachine double flux double corps dans laquelle le compresseur comprend un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, et dans laquelle une veine secondaire et une veine primaire sont définies en aval du compresseur basse pression, la veine primaire intégrant la chambre de combustion et la turbine, dans laquelle le flux dérivé est prélevé dans la veine secondaire. Dans un mode de réalisation, le flux dérivé est un flux directement issu de l’air libre. Avantageusement, afin que l’air apporté au module propulsif soit comprimé, la turbine est configurée pour détendre l’air en sortie à une pression supérieure à 4 bars, et préférablement comprise entre 4 et 8 bars. Dans un mode de réalisation, la turbine à air comprimé du module propulsif est une turbine à alimentation radiale, préférablement centripète. Dans un mode de réalisation, le collecteur ou les modules propulsifs comprennent des moyens de contrôle de débit, tels que des vannes, des distributeurs à calage variable ou à géométrie variable, pour contrôler l’alimentation respective des modules propulsifs en air comprimé. L’invention concerne aussi, selon ce premier aspect, un ensemble comprenant deux groupes propulsifs tel que décrit précédemment, et une conduite de croisement, ladite canalisation interconnectant pneumatiquement les deux collecteurs afin que la génératrice à gaz du premier groupe propulsif, respectivement le deuxième, puisse alimenter en air comprimé au moins un module propulsif du deuxième groupe propulsif, respectivement le premier. Préférablement, chaque génératrice d’un groupe propulsif peut alimenter de façon symétrique au moins certains des modules propulsifs des deux groupes propulsifs. L’invention propose dans un deuxième aspect un module propulsif à air comprimé pour groupe propulsif d’aéronef, comprenant : - une soufflante, - une turbine à air comprimé, configurée pour entrainer en rotation la soufflante, la turbine à air comprimé étant une turbine à alimentation radiale. La turbine à alimentation radiale est par ailleurs préférablement centripète. Une telle turbine à alimentation radiale présente une forte compacité longitudinale avec une distribution d’air latérale, ce qui facilite son intégration dans des modules propulsifs de taille réduite par rapport à des turbomachines avec turbines axiales très répandues dans les moteurs d’aéronef de plus de 50kN de poussée. Il est alors plus aisé d’embarquer plusieurs modules propulsifs (par exemple quatre par côté d’aéronef). Les vitesses de rotation de ces turbines sont en outre appropriées avec les vitesses de rotation de la soufflante. Par radiale, on entend que l’arrivée d’air se fait radialement par rapport à l’axe de la turbine. En d’autres termes, la turbine comprend un axe longitudinal correspondant à un axe de rotation de la turbine et la turbine comprend une entrée d’air comprimé disposé orthogonalement à l’axe longitudinal. Dans un mode de réalisation, le module propulsif comprend un réducteur, par exemple mécanique tel qu’un train épicycloïdal, disposé entre la turbine et la soufflante, afin d’avoir une soufflante tournant moins vite que la turbine. Dans un mode de réalisation, la turbine comprend un distributeur à calage variable ou à géométrie variable. Le module propulsif à air comprimé comprend avantageusement un carter de la soufflante (aussi connu sous le nom de carter fan en terminologie anglo-saxonne) et un carter interne (aussi connu sous le nom de carter core en terminologie anglo-saxonne), le volume entre le carter fan et le carter interne définissant une veine d’écoulement pour le flux d’air traversant le module propulsif et dans lequel le carter interne comprend la turbine. La turbine à air comprimé comprend avantageusement une conduite d’arrivée d’air comprimé traversant le carter interne, pour alimenter la turbine. Selon un autre aspect, l’invention concerne aussi un aéronef présentant un fuselage auquel on définit deux côtés, chaque côté comprenant une aile, l’aéronef comprenant un ensemble au moins un groupe propulsif tel que décrit précédemment, voire deux groupes propulsifs tels que décrits précédemment ou un ensemble comprenant deux groupes propulsifs tel que décrit précédemment (dans ce cas chaque groupe propulsif est monté respectivement sur un des deux côtés). Les modules propulsifs peuvent être accrochés au fuselage, en aval de l’aile. 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 : La figure 1a schématise une architecture connue. La figure 1b schématise une architecture connue. La figure 2a schématise et illustre une architecture conforme à un mode de réalisation de l’invention. La figure 2b schématise et illustre une architecture conforme à un mode de réalisation de l’invention. La figure 3a illustre un montage possible sur un aéronef du groupe propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 3b illustre un montage possible sur un aéronef du groupe propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 3c illustre un montage possible sur un aéronef du groupe propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 4a illustre un mode de réalisation possible pour un module propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 4b illustre un mode de réalisation possible pour un module propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 5 illustre un mode de réalisation d’une turbine centripète. Groupe propulsif (1) comprenant : - une génératrice de gaz (100) comprenant : *un compresseur (110), *une chambre de combustion (120), configurée pour recevoir de l’air comprimé par le compresseur (110), *une turbine (130), configurée pour entrainer en rotation le compresseur à l’aide des gaz issus de la chambre de combustion (120), - au moins deux modules propulsifs à air comprimé (200), chaque module propulsif comprenant : *une soufflante (230), *une turbine à air comprimé (220), configurée pour entraîner en rotation la soufflante (230), - un collecteur (300) permettant d’alimenter en air comprimé les turbines (220) respectives des modules propulsifs à air comprimé (200), caractérisé en ce que le collecteur (300) est configuré pour récupérer et mélanger : - au moins une portion du flux (F1) ayant traversé la chambre de combustion (120) de la génératrice de gaz (100), typiquement en sortie de turbine (130), et - au moins un flux dérivé (F2), ledit flux dérivé (F2) étant un flux d’air qui n’a pas traversé la chambre de combustion (120) de la génératrice de gaz (100). Groupe propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel la génératrice de gaz (100) comprend un axe longitudinal (Y) correspondant à un axe de rotation de la turbine (130) et chaque module propulsif (200) comprend un axe longitudinal (X) correspondant à un axe de rotation de la turbine à air comprimé (220), dont au moins un des axes longitudinaux (X) des modules propulsifs (200) n'est pas confondus avec l'axe longitudinal de la génératrice de gaz (Y), préférablement tous. Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le collecteur (300) récupère quasiment l’intégralité ou l’intégralité du flux (F1) traversant la turbine (130) de la génératrice de gaz (100). Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le collecteur (300) permet de mélanger un flux ayant traversé la turbine (130) de la génératrice de gaz et un flux dérivé (F2) au niveau du compresseur (110) de la génératrice de gaz (100). Groupe propulsif (1) selon la revendication 4, dans lequel le flux dérivé (F2) est prélevé à un étage du compresseur présentant une pression équivalente à la pression en sortie de turbine (130). Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la génératrice de gaz (100) est une turbomachine double flux comprenant une soufflante en aval de laquelle se trouve une veine secondaire et une veine primaire, la veine primaire intégrant le compresseur (110), la chambre de combustion (120) et la turbine (130), dans lequel le flux dérivé (F2) est prélevé dans la veine secondaire. Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la génératrice de gaz (100) est une turbomachine double flux double corps dans lequel le compresseur (110) comprend un compresseur basse pression (112) et un compresseur haute pression (114), et dans lequel une veine secondaire et une veine primaire sont définies en aval du compresseur basse pression (112), la veine primaire intégrant la chambre de combustion et la turbine (130), dans lequel le flux dérivé (F2) est prélevé dans la veine secondaire. Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le flux dérivé (F2) est un flux directement issu de l’air libre. Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la turbine (130) est configurée pour détendre l’air en sortie à une pression supérieure à 4 bars. Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la turbine à air comprimé (220) du module propulsif (200) est une turbine radiale, préférablement centripète. Groupe propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le collecteur (300) ou les modules propulsifs (200) comprennent des moyens de contrôle de débit (390), tels que des vannes, des distributeurs à calage variable ou à géométrie variable, pour contrôler l’alimentation respective des modules propulsifs (200) en air comprimé. Ensemble comprenant deux groupes propulsifs (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11, et une conduite de croisement (370), ladite canalisation interconnectant pneumatiquement les deux collecteurs (300) afin que la génératrice à gaz du premier groupe propulsif, respectivement le deuxième, puisse alimenter en air comprimé au moins un module propulsif (200) du deuxième groupe propulsif, respectivement le premier.