FR 3144204 A1 20240628 FR 2214350 A 20221222 Le présent exposé concerne un système propulsif (1) aéronautique dans lequel le corps haute pression respecte la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du compresseur haute pression (5) en millimètres (mm) ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la turbine haute pression (7), en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le compresseur haute pression (5) ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F 1,08. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Amélioration du rendement du corps haute pression d’un système propulsif aéronautique La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est 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. EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif, en particulier son rendement, sans pour autant pénaliser son encombrement ni sa dynamique d’ensemble. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, un système propulsif aéronautique comprenant : - un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ; - un premier corps comprenant une première turbine configurée pour entrainer le rotor de soufflante par l’intermédiaire d’un premier arbre ; - un deuxième corps comprenant une deuxième turbine et un deuxième compresseur, la deuxième turbine étant configurée pour entrainer un deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre ; - un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel le deuxième corps respecte la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur en millimètres ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la deuxième turbine, en millimètres ; n 5 est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés et F = 1,08. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le deuxième corps respecte en outre la formule suivante : où G = 1,28 ; - le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et B = 8 977 (tr/min)²*mm² ; - la deuxième turbine est biétage et le deuxième compresseur est axial ; - le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ; - le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 2 032 mm et 4 699 mm inclus, par exemple entre 2 159 mm et 3 048 mm inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm ; - la section de soufflante est carénée et 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 ; - la section de soufflante est non carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ; - un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur est compris entre 0,41 et 0,60 ; - la vitesse de rotation du deuxième arbre est supérieure ou égale à 15 000 tours par minute et inférieure ou égale à 27 000 tours par minutes ; - un taux de compression global du système propulsif, correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur et une pression en entrée du rotor de soufflante, est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70 ; - la première turbine comprend au moins trois et au plus cinq étages ; - la première turbine entraine en outre un premier compresseur par l’intermédiaire du premier arbre, le premier compresseur comprenant au moins deux et au plus quatre étages ; et/ou - la section de soufflante présente en outre un taux de pression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1,45, par exemple inférieur ou égal à 1,30. Selon un deuxième aspect, l’invention propose un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Selon un troisième aspect l’invention propose un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une première turbine d’un premier corps et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et un deuxième corps comprenant une deuxième turbine et un deuxième compresseur configurés pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, dans lequel le deuxième corps est dimensionné de sorte à respecter la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur en millimètres (mm) ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la deuxième turbine, en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F = 1,08 (sans dimension). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le troisième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le deuxième corps est en outre dimensionné de sorte à respecter la formule suivante : où G = 1,28 (sans dimension) ; - le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et C = 7 668 (tr/min)²*mm² ; - le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et B = 8 977 (tr/min)²*mm². DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages 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, dans lequel la section de soufflante est carénée ; La est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ; 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 selon une seconde variante ; La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième 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 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 haute 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 haute 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 haute 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 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la pour montrer que cette caractéristique est optionnelle. 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 18 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 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas. Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins douze aubes 14 et au plus vingt-quatre aubes 14, par exemple au moins seize aubes 14 et au plus vingt-deux aubes 14. 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. 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. On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. 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. Les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont en revanche 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 haute 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 haute 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 haute 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. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1, le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, par exemple inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 1,05 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14). Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 lbf (88964 N) et 35 000 lbf (15 5688 N). La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12. Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant 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, la vitesse périphérique au sommet 21 des aubes du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Les aubes 14 du rotor de soufflante 9 peuvent être fixes ou présenter un calage variable. Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable. La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou de type « 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 seconde 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 19e 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 taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0. 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)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif 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 des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor). Afin d’améliorer le rendement du compresseur haute pression 5, le corps haute pression respecte la formule suivante : (1) où : R ext_5 est le rayon externe moyen du compresseur haute pression, en millimètres (mm) ; R ext_7 est le rayon externe moyen de la turbine haute pression 7, en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le compresseur haute pression 5 ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F = 1,08 (sans dimension). Le rayon externe moyen R ext_5 du compresseur haute pression 5 est égal à la moyenne arithmétique des rayons externes R1 de tous les rotors (roues d’aubes mobiles) du compresseur haute pression 5. Dans un étage donné, le rayon externe R1 du rotor correspond à la distance entre le sommet 5e des aubes mobiles du rotor 5a et l’axe X de rotation, à mi-distance (au sommet 5e) entre le bord d’attaque 5c et le bord de fuite 5d des aubes mobiles du rotor 5a (50 % de la corde au sommet 5e). Lorsque le compresseur haute pression 5 comprend un rouet (compresseur en tout ou partie centrifuge), le rouet compte alors pour deux étages dans le calcul du nombre d’étages n 5 du compresseur haute pression 5. Le rayon externe moyen R ext_7 de la turbine haute pression 7 est égal à la moyenne arithmétique des rayons externes R3 des rotors 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. Dans un étage donné, le rayon externe R3 du rotor correspond à la distance entre le sommet 7e des aubes mobiles du rotor 7b et l’axe X de rotation, à mi-distance (au sommet 7e) entre le bord d’attaque 7c et le bord de fuite 7d des aubes mobiles du rotor 7b (50 % de la corde au sommet 7e). Comme indiqué précédemment, les rayons externes moyens R ext_5 et R ext_7 sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid. Plus le rayon externe moyen R ext_5 du compresseur haute pression 5 est élevé, plus sa charge aérodynamique est faible, ce qui permet d’augmenter le rendement du compresseur haute pression 5. Toutefois, l’augmentation du rayon externe moyen R ext_5 du compresseur haute pression 5 a pour effet d’augmenter son encombrement radial, et donc la charge mécanique de la turbine haute pression 7. Toutefois, la formule (1) tient compte de la charge mécanique de la turbine haute pression 7 (qui est proportionnel au produit de la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10 au carré et à la surface moyenne S 7 de la turbine haute pression 7) via le rayon externe moyen R ext_7 de la turbine haute pression 7. Ainsi, le respect de la formule (1) lors du dimensionnement du corps haute pression permet d’obtenir un compresseur haute pression 5 ayant un meilleur rendement, sans pour autant porter préjudice à la compacité du corps haute pression ni à sa tenue mécanique. Le système propulsif 1 reste donc suffisamment compact radialement pour respecter les exigences en termes de masse, d’encombrement et de consommation spécifique. Par ailleurs, lorsque le rayon externe moyen (R ext_5 ) respecte la formule (1), la turbine haute pression 7 peut tourner à des vitesses de rotation (en tours par minute) suffisamment élevées (et à des chargement mécaniques acceptables) pour permettre au compresseur haute pression 5 d’atteindre une densité de puissance élevée et un taux de compression supérieur à 21 (en régime décollage) sans pour autant nécessiter d’augmenter le nombre d’étages dans le compresseur haute pression 5 (et en limitant ainsi son encombrement longitudinal). La vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10 peut alors être comprise entre 15 000 tours par minute et 27 000 tours par minutes. La turbine haute pression 7 est par exemple biétage et le compresseur haute pression 5 axial, le compresseur haute pression 5 pouvant comprendre au moins huit étages et au plus onze étages, par exemple neuf étages. On obtient en outre un taux de compression global du système propulsif 1, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), qui peut être supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, par exemple supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55. Dans une forme de réalisation, le corps haute pression 5 peut en outre respecter la formule suivante : (2) où G = 1,28 (sans dimension). De la sorte, le corps haute pression reste suffisamment compact pour permettre l’intégration sous aile du système propulsif 1 et conserver une masse et une consommation spécifique acceptables pour le système propulsif 1. Le cas échéant, afin d’optimiser encore davantage les performances du système propulsif 1, le rayon externe moyen R ext_5 du compresseur haute pression 5 respecte également la formule suivante : (3) où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante 9 en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation X au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9. A noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre D 9 n’est que partiellement visible ; BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ; T e est la température en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la turbine haute pression 7, en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et C = 7 668 (tr/min)²*mm². La surface moyenne S 7 de la turbine haute pression 7 est égale à la moyenne arithmétique des surfaces de la veine d’écoulement à 50% de la corde au sommet 7e de tous les rotors 7b (roue d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. La surface de la veine d’écoulement d’un rotor 7b donné de la turbine haute pression 7 est égale à π x (R ext_7 ² - R int_7 ²), où R int_7 correspond au rayon interne moyen de la turbine haute pression 7. Le rayon interne moyen R int_7 de la turbine haute pression 7 est égal à la moyenne arithmétique des rayons internes R4 des rotors 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. Dans un étage donné, le rayon interne R4 du rotor correspond à la distance entre l’axe de rotation X et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 7b, dans un plan passant par 50% de la corde au sommet 7e, de sorte que les rayons externe R3 et interne R4 sont mesurés dans un même plan. Comme indiqué précédemment, le taux de dilution BPR, la température Te et la vitesse de rotation N sont déterminés en condition de décollage. Le rayon externe moyen R ext_5 et le diamètre D 9 sont en revanche déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid. Lorsque le rayon externe moyen R ext_5 respecte en outre la formule (3), la charge aérodynamique et le nombre de Mach de l’écoulement dans la veine d’écoulement sont compatibles avec les objectifs de rendement et d’opérabilité du compresseur haute pression 5. Dans une forme de réalisation, le rayon externe moyen R ext_5 du compresseur haute pression 5 respecte également la formule suivante : (4) où B = 8 977 (tr/min)²*mm². Lorsque le rayon externe moyen R ext_5 respecte la formule (4), l’encombrement radial et longitudinal du compresseur haute pression 5 ainsi que la masse du compresseur haute pression 5 sont réduits, à performances similaires. En effet, la densité de puissance du compresseur haute pression 5 est proportionnelle au rapport entre le débit en entrée du compresseur basse pression 4 et la température T e en entrée de la turbine basse pression 8, sachant que le débit en entrée du compresseur basse pression 4 est fonction du taux de dilution BPR du système propulsif 1 et du diamètre D 9 du rotor de soufflante 9 (à iso rapport D/S, où S correspond à la section d’entrée du rotor de soufflante 9). Ainsi, en dimensionnant le rayon externe moyen R ext_5 en fonction du diamètre de soufflante D 9 et du taux de dilution BPR, il est possible de réduire le rayon externe moyen du compresseur haute pression 5 tout en garantissant que la densité puissance du compresseur haute pression 5 soit suffisante pour obtenir un système propulsif 1 efficace (et présente donc de bonnes performances énergétiques). La formule (4) tenant compte de la charge mécanique de la turbine haute pression 7, le dimensionnement du rayon externe moyen R ext_5 conformément à la formule (4) permet donc à la fois d’assurer un encombrement et la masse du corps haute pression acceptables, sans pour autant pénaliser mécaniquement la turbine haute pression 7 ni affecter l’efficacité du système propulsif 1. Cela permet ainsi de garantir l’intégration du système propulsif 1 dans un aéronef 100 et de réduire sa trainée. Cette réduction du rayon externe moyen (R ext_5 ) du compresseur haute pression 5 peut notamment être obtenue en augmentant le taux de dilution BPR du système propulsif 1 et en réduisant le rapport de pression du rotor de soufflante 9, et donc en améliorant l’efficacité du système propulsif 1. Pour une section de soufflante 2 carénée, le taux de dilution BPR du système propulsif 1 peut alors être supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Le rapport de pression de soufflante peut en outre être compris entre 1,20 et 1,45. Pour une section de soufflante 2 non carénée, le taux de dilution BPR du système propulsif 1 peut être supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris par exemple entre 1,05 et 1,20. Alternativement ou en supplément, cette réduction peut être obtenue en améliorant les performances aérodynamiques du corps haute pression, en augmentant le Mach admissible à iso-rendement à iso-charge aérodynamique, afin d’augmenter la puissance de la turbine haute pression 7 et sa résistance mécanique. Par exemple, la diminution des fuites dans la turbine haute pression 7 (grâce au maintien des jeux) permet d’augmenter l’efficacité de la compression réalisée dans le compresseur haute pression 5 et de la détente dans la turbine haute pression 7. Des corps haute pression respectant la formule (1) et le cas échéant les formules (2), (3) et/ou (4) peuvent comprendre un compresseur haute pression 5 présentant un rapport moyeu-tête en entrée du compresseur haute pression 5, qui correspond au rapport entre le rayon externe R1 du compresseur haute pression 5 et le rayon interne R2 du rotor 5b du compresseur haute pression 5, compris entre 0,41 et 0,60. Le rayon externe R1 et le rayon interne R2 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe de rotation X qui coupe le bord d’attaque et le pied d’aube du rotor 5b le plus en amont du compresseur haute pression 5 (c’est-à-dire, du premier étage du compresseur haute pression 5). Le rayon interne R2 du compresseur haute pression 5 correspond à la distance, dans ce plan, entre la surface radiale externe du moyeu du rotor 5b (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 5b) et l’axe de rotation X. De tels compresseurs haute pression 5 présentent alors une section de sortie optimisée. En effet, plus le rapport moyeu-tête est réduit, plus le diamètre externe du compresseur haute pression 5 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90, en combinaison avec rapport entre les rayons externes moyens du compresseur haute pression 5 R ext_5 et de la turbine haute pression 7 R ext_7 optimisés comme décrits plus haut permet ainsi d’obtenir non seulement un compresseur haute pression 5 plus efficace (de par la charge aérodynamique améliorée du compresseur haute pression 5), dans un encombrement adapté, tout en optimisant la surface qui comprime les gaz en entrée de la chambre de combustion 6. Pour un compresseur haute pression 5 dont le rayon externe moyen R ext_5 respecte la formule (1) (et le cas échéant la formule (2)), le diamètre D 9 du rotor de soufflante peut alors être compris entre 2 032 mm (80 pouces) et 4 699 mm (185 pouces) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre D 9 est par exemple compris entre 2 159 mm (85 pouces) et 3 048 mm (120 pouces) inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm (90 pouces), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le diamètre D 9 est par exemple supérieur ou égal à 2 540 mm (100 pouces), par exemple entre 3 048 cm (120 pouces) et 3 962 mm (156 pouces). Un système propulsif 1 à double corps présentant un rayon externe moyen R ext_5 dans les intervalles définis ci-dessus peut notamment comprendre une turbine haute 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. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ; - un premier corps comprenant une première turbine (8) configurée pour entrainer le rotor de soufflante (9) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11) ; - un deuxième corps comprenant une deuxième turbine (7) et un deuxième compresseur (5), la deuxième turbine étant configurée pour entrainer un deuxième compresseur (5) par l’intermédiaire d’un deuxième arbre (10), le deuxième arbre (10) étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre (11) ; - un mécanisme de réduction (19) couplant le premier arbre (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 du premier arbre (11); dans lequel le deuxième corps respecte la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) en millimètres (mm) ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la deuxième turbine (7), en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur (5) ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F = 1,08. Système propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel le deuxième corps respecte en outre la formule suivante : où G = 1,28. Système propulsif selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend des aubes (14) de rotor et le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et C = 7 668 (tr/min)²*mm². Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend des aubes (14) de rotor et le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (m), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et B = 8 977 (tr/min)²*mm². Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la deuxième turbine (7) est biétage et le deuxième compresseur (5) est axial. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le deuxième compresseur (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel le diamètre du rotor de soufflante (9) est compris entre 2 032 mm (80 pouces) et 4 699 mm (185 pouces) inclus, par exemple entre 2 159 mm (85 pouces) et 3 048 mm (120 pouces) inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm (90 pouces). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel la section de soufflante (2) est carénée et 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 revendications 1 à 7, dans lequel la section de soufflante (2) est non carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur (5) est compris entre 0,41 et 0,60. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) est supérieure ou égale à 15 000 tours par minute (tr/min) et inférieure ou égale à 27 000 tours par minutes (tr/min). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 11, dans lequel un taux de compression global du système propulsif (1), correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur (5) et une pression en entrée du rotor de soufflante (9), est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel la première turbine (8) comprend au moins trois et au plus cinq étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel la première turbine entraine en outre un premier compresseur (4) par l’intermédiaire du premier arbre (11), le premier compresseur (4) comprenant au moins deux et au plus quatre étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 14, dans lequel la section de soufflante (2) présente en outre un taux de pression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante (9) et une entrée du rotor de soufflante (9) inférieur ou égal à 1,45, par exemple inférieur ou égal à 1,30. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 15 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant une première turbine (8) d’un premier corps et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine (8), et un deuxième corps comprenant une deuxième turbine (7) et un deuxième compresseur (5) configurés pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine (8), dans lequel le deuxième corps est dimensionné de sorte à respecter la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) en millimètres (mm) ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la deuxième turbine (7), en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur (5) ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F = 1,08. Procédé de dimensionnement selon la revendication 17, dans lequel le deuxième corps est en outre dimensionné de sorte à respecter la formule suivante : où G = 1,28. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 17 et 18, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend des aubes (14) de rotor et le deuxième compresseur (5) est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (m), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et C = 7 668 (tr/min)²*mm². Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 17 à 19, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend des aubes (14) de rotor et le deuxième compresseur (5) est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (m), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et B = 8 977 (tr/min)²*mm².