FR 3145381 A1 20240802 FR 2300742 A 20230126 La présente exposé concerne une section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) comprenant vingt-deux aubes (14) et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 1,0 et inférieure ou égale à 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet (21) d’aube (14) et un pas inter-aubes (14) en sommet d’aube, la section de soufflante (2) présentant : - un rapport de pression supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5 ; et - une vitesse périphérique en sommet (21) d’aube (14) supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système propulsif aéronautique comprenant une section de soufflante optimisée La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques présentant un taux de dilution élevé, voire très élevé. ETAT DE LA TECHNIQUE Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l‘arbre basse pression. L’amélioration du rendement propulsif du système peut également passer par le dimensionnement de la section de soufflante. En effet, de par son large diamètre (afin notamment d’atteindre des taux de dilution élevés et de faibles rapports de pression de soufflante), la section de soufflante représente une partie importante du système propulsif en termes de masse et donc de consommation spécifique. En parallèle, la section de soufflante produit une très large partie de la poussée du système propulsif. EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser la section de soufflante du système propulsif afin de la rendre plus efficace sans pour autant trop pénaliser la masse et donc la consommation spécifique du système propulsif. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante comprenant un rotor de soufflante comprenant vingt-deux aubes et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 1,0 et inférieure ou égale à 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet d’aube et un pas inter-aubes en sommet d’aube, la section de soufflante présentant : - un rapport de pression supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5 ; et - une vitesse périphérique en sommet d’aube supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de la section de soufflante selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - un diamètre du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 127 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple supérieur ou égal à 215,9 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple de l’ordre de 228,6 cm ; - la vitesse périphérique au sommet des aubes est supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 380 m/s ; - la section de soufflante présente un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, par exemple supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, par exemple encore inférieur ou égal à 0,27 ; - la section de soufflante est logée dans un carter de soufflante et les aubes du rotor de soufflante étant fixes en rotation par rapport à un moyeu du rotor de soufflante de sorte à présenter un calage fixe ; et/ou - la section de soufflante comprend en outre un stator de soufflante comprenant au moins 38 aubes de stator et au plus 48 aubes de stator, par exemple exactement 40 aubes de stator. Selon un deuxième aspect, il est proposé un système propulsif aéronautique comprenant : - un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ; - un arbre de soufflante ; - une section de soufflante selon le premier aspect, le rotor de soufflante étant entrainé en rotation par l’arbre de soufflante ; et - un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif aéronautique selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - une densité de poussée par aube du rotor de soufflante de la section de soufflante est supérieure ou égale à 0,5 x 10 4 et inférieure ou égale à 3,0 x 10 4 N/m², où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante : et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est en régime de croisière et est exprimée en Newton ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre le sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres ; - une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 2,3 x 10 6 et inférieure ou égale à 7,5 x 10 6 W/m², où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est en régime de croisière et est exprimée en Watts ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre le sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres ; - un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus ; - une turbine d’entrainement comprend au moins trois et au plus cinq étages ; - un compresseur comprend au moins deux et au plus quatre étages ; - le système propulsif comprend en outre une turbine haute pression et un compresseur haute pression raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression, l’arbre haute pression tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la turbine haute pression étant biétage ; et/ou - le compresseur haute pression comprend au moins huit et au plus onze étages ; Selon un troisième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le deuxième aspect à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Selin un quatrième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante comprenant un rotor de soufflante comprenant vingt-deux aubes et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 1,0 et inférieure ou égale à 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet d’aube et un pas inter-aubes en sommet d’aube, la section de soufflante présentant : - un rapport de pression supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5 ; et - une vitesse périphérique en sommet d’aube supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif aéronautique selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - la section de soufflante est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 0,5 x 10 4 et inférieure ou égale à 3,0 x 10 4 N/m² où la densité de poussée par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de croisière et est exprimée en Newton ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre le sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres ; et/ou - la section de soufflante est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 2,3 x 10 6 et inférieure ou égale à 7,5 x 10 6 W/m², où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : et où la puissance du rotor de soufflante est mesurée lorsque le système propulsif est en régime de croisière et est exprimée en Watt ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre le sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages du présent exposé 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 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation ; La est une vue en coupe partielle et schématique d’un exemple de rotor de soufflante d’un système propulsif conforme à un mode de réalisation, la coupe étant réalisée dans un plan passant par un point d’intersection amont entre un sommet et un bord d’attaque de deux aubes adjacentes ; La est une vue en perspective d’un exemple de rotor de soufflante d’un système propulsif conforme à un mode de réalisation ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal selon une deuxième variante; La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ; La est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation. Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât). La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a. Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément. En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1. Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1. Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2. Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor de la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement. L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs. La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 13. La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu ou présenter un calage variable. Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. On notera que, dans la présente demande, certains paramètres sont déterminés en condition de croisière, c’est-à-dire à 10668 m d’altitude (35000 pieds), 0,8 Mach et en conditions ISA (acronyme anglais de International Standard Atmosphere, pour atmosphère standard internationale) définies par la norme ISO2533/édition 1975/addendum 1985. De plus, les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage. Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8. Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80068 N) et 51 000 lbf (222411 N), par exemple entre 20 000 lbf (88964 N) et 35 000 lbf (155688 N), lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. La section de soufflante 2 peut comprendre un carter de soufflante 12, le rotor de soufflante 9 étant logé dans le carter de soufflante 12. Le rotor de soufflante 9 s’étend en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est par exemple supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Chaque aube de soufflante 14 présente un bord d’attaque 14a et un bord de fuite 14b (voir par exemple figures 2a et 2b). Le bord d’attaque 14a est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le rotor de soufflante 9. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 28b quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. A noter ici que, lorsque les aubes 14 comprennent un bouclier de bord d’attaque et/ou de bord de fuite, le bord d’attaque 14a (respectivement le bord de fuite 14b) des aubes 14 correspond à la partie antérieure du profil du bouclier qui reconstitue le bord d’attaque (respectivement la partie postérieure du profil du bouclier qui reconstitue le bord de fuite 14b) et dont la fonction est de diviser l’écoulement en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados (respectivement de rejoindre les écoulements). Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs une série de plateformes s’étendant chacune entre deux aubes 14 adjacentes et configurées pour délimiter radialement à l’intérieur le flux d’air F traversant le rotor 9. L’aube de soufflante 14 présente en outre une corde au sommet d’aube c 1 et une corde en pied d’aube c 2 . La corde au sommet d’aube c 1 correspond au segment de droite qui raccorde un point d’intersection amont P entre le bord d’attaque 14a et le sommet 21 d’une aube 14 et un point d’intersection aval entre le bord de fuite 14b et le sommet 21 de l’aube 14. La corde en pied d’aube c 2 correspond au segment de droite parallèle à l’axe X de rotation qui raccorde un deuxième point d’intersection aval entre le bord de fuite 14b et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord de fuite 14b avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9) et un deuxième point d’intersection amont P’ entre le bord d’attaque 14a et un plan circonférentiel à l’axe X qui comprend le deuxième point d’intersection aval. Les deuxièmes points d’intersection amont et aval sont donc à iso-distance de l’axe X (même rayon). Le deuxième point d’intersection amont P’ s’étend par ailleurs à distance de la surface aérodynamique de la plateforme, comme cela ressort de la donnée à titre d’exemple purement illustratif. Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction 19, dans cet exemple un mécanisme de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) ( ) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11, une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type épicycloïdal (« planetary » en anglais) ( ), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19 e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5). Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11. Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0. Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages. La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11, qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute, lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif 1 est sain. Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certification data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement et la fabrication des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor, typiquement la certification CS-E-800 - collision avec un oiseau et ingestion). Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1, le rotor de soufflante 9 comporte exactement vingt-deux aubes 14. Par ailleurs, un rapport de pression de la section de soufflante 2 est supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5, une solidité du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 0,9 et 1,3, de préférence entre 1,0 et 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet d’aube et un pas inter-aubes 23, et une vitesse périphérique en sommet d’aube est supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s, par exemple supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 380 m/s. A noter que le rapport de pression de la section de soufflante 2 et la vitesse périphérique sont mesurés ici en régime de croisière dans la mesure où il s’agit de la phase de vol dans laquelle on souhaite obtenir le rendement maximal du rotor de soufflante 9. La solidité est égale au rapport entre la corde au sommet d’aube c 1 et un pas inter-aubes 23. Le pas inter-aubes 23 correspond à la distance angulaire entre les points d’intersection amont P de deux aubes 14 adjacentes ; le pas inter-aubes 23 est donc égal au rayon externe R e du rotor de soufflante 9 (demi-diamètre) multiplié par l’angle entre une première droite D 1 , comprise dans un plan normal à l’axe X qui est issue du point d’intersection amont P (voir figures 2a et 2b) d’une première aube 14 et coupe l’axe X, et une deuxième droite D 2 , comprise dans le plan normal à l’axe X qui est issue du point d’intersection amont P d’une deuxième aube 14 immédiatement adjacente à la première aube 14 et coupe l’axe X. La solidité étant un rapport de distances, elle est mesurée lorsque le système propulsif 1 est à froid (dans les conditions précitées) (voir ). Le rapport de pression de la section de soufflante 2 correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9. Par exemple, le rapport de pression est supérieur ou égal à 1,1 et inférieur ou égal à 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la veine d’écoulement (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 jusqu’au carter de soufflante 12. La sélection d’un nombre d’aubes de soufflante 14 égal à vingt-deux permet d’obtenir une section de soufflante 2 optimisée participant à la réduction de la consommation spécifique et de la masse du système propulsif 1. Certes, ce nombre d’aubes 14 est plus élevé que dans des systèmes propulsifs à fort taux de dilution conventionnel. Toutefois, l’augmentation du nombre d’aubes 14 (en comparaison avec les systèmes propulsifs 1 à fort taux de dilution conventionnels) à vingt-deux permet en pratique de réduire l’encombrement du rotor de soufflante 9 et joue un rôle dans la réduction de la masse et la corde au sommet c 1 de chaque aube 14 de soufflante. Ainsi, la masse du rotor de soufflante 9 n’augmente pas drastiquement en comparaison avec un rotor de soufflante 9 ayant un plus faible nombre d’aubes 14. Or, la réduction de la masse et de la corde c 1 des aubes de soufflante 14 permet de réduire le balourd généré par une éventuelle perte d’aube (« fan blade out » en anglais), et donc de simplifier et d’alléger les structures nécessaires à la tenue du rotor de soufflante 9 en cas de perte d’aube ainsi qu’à la rétention des aubes 14 (simplification et allègement du carter de soufflante 12). Le bruit généré par le rotor de soufflante 9 est en outre plus faible. De plus, les aubes de soufflante 14 étant moins encombrantes et plus rapprochées angulairement, en cas d’ingestion d’objets (et notamment d’oiseaux), la taille des objets en sortie de rotor 9 est plus petite, ce qui permet de réduire l’épaisseur des aubes de soufflante 14 tout en respectant les exigences des certifications actuelles en matière d’ingestion (typiquement la certification CS-E-800 - collision avec un oiseau et ingestion). La solidité du rotor de soufflante 9 comprise entre 0,9 et 1,3, de préférence entre 1,0 et 1,3 est spécifiquement adaptée à un rotor 9 comprenant exactement vingt-deux aubes 14. Dans un système propulsif 1 avec mécanisme de réduction 19, la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est réduite, ici comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Son rapport de pression peut également être réduit et est ici compris entre 1,05 et 1,5, par exemple entre 1,1 et 1,45, de sorte que la différence de vitesse entre la sortie du rotor de soufflante 9 et l’entrée du rotor de soufflante 9 est réduite tout en optimisant le rendement de la section de soufflante 2. L’écoulement en sommet d’aube 14 à travers le rotor de soufflante 9 est alors supersonique. En particulier, un choc supersonique est généré au niveau des aubes 14 de soufflante. Or, ce choc supersonique ne peut être supprimé, notamment en croisière : il doit donc être contrôlé pour éviter qu’il ne détériore le rendement de la section de soufflante 2. En dimensionnant et en fabriquant le rotor de soufflante 9 avec vingt-deux aubes de sorte que sa solidité est supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, le pas inter-aubes 23 et la corde au sommet d’aube c 1 sont tels que le choc supersonique est stable en régime de croisière et se déplace uniquement dans la partie divergente du canal inter-aubes 24. Le canal inter-aubes 24 correspond au passage entre deux aubes 14 adjacentes qui s’étend entre un plan d’entrée 25, qui est normal au flux d’air F en entrée du rotor de soufflante 9 et passe par le bord d’attaque 14a de la première aube 14, et un plan de sortie 26 qui est parallèle au plan d’entrée et passe par le bord de fuite 14b de la deuxième aube 14 (voir par exemple ). Ce canal 24 présente, d’amont en aval à travers le rotor de soufflante 9, une partie convergente, qui s’étend du plan d’entrée 25 jusqu’à un plan intermédiaire 27 correspondant à la section minimale du canal 24 (col), et une partie divergente, qui s’étend du plan intermédiaire 27 au plan de sortie 26. Or, la Déposante a constaté que, lorsque le choc supersonique atteignait la partie convergente du canal inter-aubes 24, il devenait instable et avait pour effet de réduire le rendement de la section de soufflante 2. A contrario, lorsque le choc supersonique reste dans la partie divergente, en étant par exemple à proximité du plan intermédiaire 27, le choc supersonique est stable en régime de croisière. Plus le canal inter-aubes 24 est long, c’est-à-dire plus la distance entre les plans d’entrée 25 et de sortie 26 est grande, plus il est aisé de concevoir un canal convergent-divergent et donc de maintenir le choc supersonique dans la partie divergente du canal 24 ; toutefois, l’augmentation de la longueur du canal inter-aubes 24 a pour conséquence d’augmenter la corde au sommet d’aube c 1 , et donc d’augmenter la masse du rotor de soufflante 9 (et par conséquent la consommation spécifique du système propulsif 1) et de réduire le l’efficacité de la section de soufflante 2. On notera en particulier que la longueur du canal inter-aubes 24 et la corde sont liés au pas inter-aubes par la solidité du rotor de soufflante 9. Pour un rotor de soufflante 9 à vingt-deux aubes, une solidité comprise entre 0,9 et 1,3 est alors un bon compromis entre la longueur du canal inter-aubes 24 afin de contrôler le choc supersonique dans le rotor de soufflante 9 et l’efficacité de la section de soufflante 2. Le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Le diamètre D est par exemple compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef 100. Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau du point d’intersection amont P (entre le sommet 21 et le bord d’attaque 14a des aubes 14 du rotor de soufflante 9) et est exprimé en mètres (m). A noter que la étant une vue partielle, le diamètre D n’est que partiellement visible. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14 du rotor de soufflante 9. Dans une forme de réalisation, le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 est au moins égal à 38 et au plus égal à 48, par exemple exactement égal à 40. Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32, par exemple. Dans le cas d’un rotor de soufflante 9 à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,22 et 0,30, par exemple entre 0,235 et 0,27. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne R i et le rayon externe R e du rotor de soufflante 9. Le rayon interne R i correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique de la plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe R e est égal à la moitié du diamètre D de soufflante. Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement et la fabrication du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,32 permet en particulier d’obtenir une densité de poussée par aube de soufflante 14 optimisée. En particulier, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 peut être supérieure ou égale à 0,5 x 10 4 et inférieure ou égale à 3,0 x 10 4 N/m² où la densité de poussée par aube 14 est définie par la formule suivante : et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9 et est exprimée en Newton (N) et est mesurée lorsque le système propulsif 1 est en vitesse de croisière (10668 m d’altitude, 0,8 Mach et en conditions ISA) ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante 9. La Déposante s’est aperçue du fait que, lorsque la densité de poussée par aube en croisière est inférieure à 0,5 x 10 4 , il était difficile d’intégrer le système propulsif 1 car celui-ci était trop volumineux, présentait une masse trop importante et générait une trainée excessive. Par ailleurs, lorsque la densité de poussée est supérieure à 3,0 x 10 4 N/m², les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique sont dégradées. Le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte que la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est comprise entre 0,5 x 10 4 et 3,0 x 10 4 N/m² en régime de croisière permet donc d’obtenir un compromis entre l’intégration et les performances du système propulsif 1 lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de réduction 19 et présente un taux de dilution élevé. Un tel intervalle de densité de poussée par aube 14 est en outre compatible avec un rapport de pression de soufflante inférieur à 1,45, ce qui permet d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1. A titre d’exemple, un système propulsif 1 selon le présent exposé comprenant un rotor de soufflante caréné et dont la densité de poussée par aube de soufflante 14 est égale à 1,6 x 10 4 N/m² en régime de croisière a une consommation spécifique inférieure de 15 % par rapport au même système propulsif dont la densité de poussée par aube de soufflante est égale à 4 x 10 4 N/m². Le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte à obtenir une densité de poussée par aube 14 comprise entre 0,5 x 10 4 et 3,0 x 10 4 N/m² 3,3 x 10 4 en régime de croisière peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée (FN) générée par la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2). Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D peut par exemple être augmenté et le taux de pression de soufflante 2 peut être réduit. La vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être adaptés afin de respecter des exigences de performance, d’acoustique et d’intégration. En fonction des caractéristiques aérodynamiques de la section de soufflante 2, le système propulsif 1 peut être modifié de sorte à intégrer un mécanisme de changement de pas 15 permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Par ailleurs, selon le bilan de performance intégrée (bilan consommation de carburant du système propulsif 1 intégré dans l’aéronef (masse, consommation spécifique, traînée)) et les contraintes avion (en termes d’intégration et de contrainte de programme), la section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée (et comprendre un unique rotor de soufflante 9 ou deux rotors de soufflante 9 contrarotatifs). Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté. De plus, la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 2,3 x 10 6 et inférieure ou égale à 7,5 x 10 6 W/m², où la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est définie par la formule suivante : où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante 9 et est exprimée en Watts (W). Ici encore, la puissance est mesurée lorsque le système propulsif 1 est en vitesse de croisière. Section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) comprenant vingt-deux aubes (14) et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 1,0 et inférieure ou égale à 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet (21) d’aube (14) et un pas inter-aubes (14) en sommet d’aube, la section de soufflante (2) présentant : - un rapport de pression supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5 ; et - une vitesse périphérique en sommet (21) d’aube (14) supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Section de soufflante (2) selon la revendication 1, dans laquelle un diamètre du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 127 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple supérieur ou égal à 215,9 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple de l’ordre de 228,6 cm. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle la vitesse périphérique au sommet (21) des aubes (14) est supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 380 m/s. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 3 présentant un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, par exemple supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, par exemple encore inférieur ou égal à 0,27. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 4 logée dans un carter de soufflante (12), les aubes (14) du rotor de soufflante (9) étant fixes en rotation par rapport à un moyeu (13) du rotor de soufflante (9) de sorte à présenter un calage fixe. Section de soufflante selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant en outre un stator de soufflante (16) comprenant au moins 38 aubes (16) de stator et au plus 48 aubes (16) de stator, par exemple exactement 40 aubes (16) de stator. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - un arbre d’entrainement (11) mobile en rotation autour d’un axe de rotation (X) ; - un arbre de soufflante (20) ; - une section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 6, le rotor de soufflante (9) étant entrainé en rotation par l’arbre de soufflante (20) ; et - un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11). Système propulsif (1) aéronautique selon la revendication 7, dans lequel une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) de la section de soufflante (2) est supérieure ou égale à 0,5 x 10 4 et inférieure ou égale à 3,0 x 10 4 N/m², où la densité de poussée par aube (14) est définie par la formule suivante : et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est en régime de croisière et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante (9), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre le sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m). Système propulsif selon l’une des revendications 7 et 8, dans lequel une densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est supérieure ou égale à 2,3 x 10 6 et inférieure ou égale à 7,5 x 10 6 W/m², où la densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante : et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est en régime de croisière et est exprimée en Watts (W) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante (9), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre le sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 7 à 9, dans lequel un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Système propulsif (1) selon l’une des revendication 7 à 10, dans lequel une turbine d’entrainement (8) comprend au moins trois et au plus cinq étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 7 à 11, dans lequel un compresseur (4) comprend au moins deux et au plus quatre étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 7 à 12, comprenant en outre une turbine haute pression (7) et un compresseur haute pression (5) raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression (10), l’arbre haute pression (10) tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement (11), la turbine haute pression (7) étant biétage. Système propulsif (1) selon la revendication 13, dans lequel le compresseur haute pression (5) comprend au moins huit et au plus onze étages. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 7 à 14 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Procédé de dimensionnement d’une section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) comprenant vingt-deux aubes (14) et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 1,0 et inférieure ou égale à 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet (21) d’aube (14) et un pas inter-aubes (14) en sommet d’aube, la section de soufflante (2) présentant : - un rapport de pression supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5 ; et - une vitesse périphérique en sommet (21) d’aube (14) supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Procédé de dimensionnement selon la revendication 16, dans lequel la section de soufflante (2) est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) du système propulsif (1) est supérieure ou égale à 0,5 x 10 4 et inférieure ou égale à 3,0 x 10 4 N/m² où la densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante : et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de croisière et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre le sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 16 et 17, dans lequel la section de soufflante (2) est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est supérieure ou égale à 2,3 x 10 6 et inférieure ou égale à 7,5 x 10 6 W/m², où la densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante : et où la puissance du rotor de soufflante (9) est mesurée lorsque le système propulsif (1) est en régime de croisière et est exprimée en Watt (W) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre le sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m).