FR 3141728 A1 20240510 FR 2211677 A 20221109 La présente invention concerne un système propulsif (1) aéronautique dans lequel un rayon moyen interne de la turbine haute pression (7) est au moins égal à : où : R moyen_int est le rayon moyen interne de la turbine haute pression (7) en millimètres (mm) ; D est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) ; 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) ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et A = 593 (°C) -1/2 et B = 6,5 millimètres (mm). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré 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. La tendance actuelle est d’augmenter le taux de compression global du système propulsif, qui correspond au rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression et la pression en entrée de la soufflante. Cela permet en effet d’augmenter la pression en entrée des gaz de la chambre de combustion, et donc d’améliorer encore l’efficacité globale du système propulsif. L’augmentation du taux de compression global impose par conséquent d’augmenter le taux de compression du compresseur haute pression et/ou du compresseur basse pression, et ce d’autant plus qu’en parallèle on cherche à réduire le taux de compression de la soufflante pour les raisons expliquées ci-avant. L’une des conséquences est que le corps haute pression est plus petit et la turbine haute pression est plus chargée mécaniquement, en particulier en pied d’aube. Un but de la présente demande est d’optimiser le système propulsif afin d’augmenter son efficacité sans pour autant surcharger mécaniquement et/ou thermiquement la turbine haute pression. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect un système propulsif aéronautique comprenant : - une première turbine configurée pour entrainer un premier compresseur par l’intermédiaire d’un premier arbre ; - une deuxième turbine 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 rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante ; - 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 un rayon moyen interne de la deuxième turbine est au moins égal à : où : R moyen_int est le rayon moyen interne de la deuxième turbine en millimètres ; D est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation 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) ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et A = 593 (°C) -1/2 et B = 6,5 millimètres (mm). Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement en ou combinaison : - le rayon moyen interne de la deuxième turbine est au plus égal à 300 mm ; - un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine est supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90 ; - le système propulsif comprend un outre un carter inter-turbines monté sur un ensemble de palier, le carter inter-turbines s’étendant entre la première turbine et la deuxième turbine ; - le carter inter-turbines comprend une série d’aubes de guidage configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine ; - le système propulsif comprend entre vingt et trente aubes de guidage ; - la deuxième turbine est biétage ; - le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ; - le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces et 185 pouces inclus, de préférence entre 85 pouces et 120 pouces inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces ; - le rotor de soufflante est caréné et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus ; - le rotor de soufflante est non caréné et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ; - le mécanisme de réduction présente un taux de réduction supérieur ou égal à 2,5, de préférence supérieur ou égal à 3,0 et inférieur ou égal à 11,0 ; - la première turbine comprend au moins trois étages et au plus cinq étages ; et/ou - le premier compresseur comprend au moins deux étages et au plus quatre étages. Selon un deuxième aspect, la présente demande 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, la présente demande propose un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une première turbine et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et une deuxième turbine configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, la deuxième turbine étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen interne de la deuxième turbine est au moins égal à : où : R moyen_int est le rayon moyen interne de la deuxième turbine en millimètres ; D est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation 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) ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et A = 593 (°C) -1/2 et B = 6,5 millimètres (mm). DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : La est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation de l’invention, 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 de l’invention, dans lequel la section de soufflante est non carénée ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ; La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ; La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation de l’invention ; et La est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation de l’invention. Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION 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) 7a, 8a derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7b, 8b. 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 8 et une turbine basse pression 7. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 8 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 7 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 8 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 7 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 8 et la turbine basse pression 7 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. 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) 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 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante. 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 7 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 7. 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 7. 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, de préférence 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), de préférence 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, le taux de dilution du système propulsif 1 est de préférence supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. 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. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45. 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. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. 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 rapport de pression de soufflante peut alors être compris de préférence entre 1,05 et 1,20. Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction 19 épicycloïdal ou planétaire, monoétage ou biétage. Par exemple, 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. En variante, le mécanisme de réduction 19 peut être 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. 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, typiquement 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, de préférence 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 l’efficacité du système propulsif 1, la turbine haute pression 7 est dimensionnée de sorte que son rayon moyen interne R moyen_int est au moins égal à : (1) où : R moyen_int est exprimé en millimètres (mm) ; D est le diamètre du rotor de soufflante 9, en millimètres (mm) ; 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) ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air; et A = 593 (°C) -1/2 et B = 6,5 millimètres (mm). Comme indiqué précédemment, tous ces paramètres sont déterminés 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, à l’exception du rayon moyen interne et le diamètre qui sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid. Le rayon moyen interne de la turbine haute pression R moyen_int est égal à la moyenne arithmétique des rayons internes R1 des rotors 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. Dans un étage donné, le rayon interne R1 d’un rotor 7b correspond à la distance, dans un plan normal à l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7, entre la surface radiale externe du moyeu du rotor 7b (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 7b) et l’axe de rotation X, à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de 7d fuite des aubes mobiles du rotor 7b au niveau du moyeu (à 50 % de la corde en pied d’aube), lorsque le système propulsif 1 est au repos. Le dimensionnement de la turbine haute pression 7 de sorte à respecter la formule (1) définie plus haut permet d’obtenir un compromis entre un chargement aérodynamique acceptable en pied d’aube et un travail de détente suffisant pour augmenter le taux de compression du compresseur haute pression 5 (à iso-nombre d’étages) et donc augmenter le taux de compression global du système propulsif 1. Alternativement, un tel dimensionnement de la turbine haute pression 7 permet de réduire le taux de compression du compresseur basse pression 4 (à iso-taux de compression global), et donc de réduire son rayon moyen à iso-charge, ce qui permet d’améliorer le taux de dilution BPR du système propulsif 1. La turbine haute pression 7 peut en effet tourner à des vitesses de rotation (en tours par minute) suffisamment élevées pour permettre au compresseur haute pression 5 d’atteindre 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. Ainsi, pour une turbine haute pression 7 biétage, le compresseur haute pression 5 peut comprendre au moins huit étages et au plus onze étages, par exemple neuf étages. Le diamètre de la turbine haute pression 7 peut en outre être suffisamment grand pour permettre le passage et, le cas échéant, les déplacements radiaux, d’un arbre basse pression 11 supercritique. Dans une forme de réalisation, le rayon moyen interne de la turbine haute pression 11 R moyen_int est au plus égal à 300 mm. Dans un système propulsif 1 à fort taux de dilution, la formule (1) donne par ailleurs un rayon moyen interne R moyen_int au moins égal à 200 mm. Afin d’obtenir une turbine haute pression 7 dont le rayon moyen interne R moyen_int respecte la formule (1), il est notamment possible de configurer le distributeur en sortie de la chambre de combustion 6 et la section de la veine d’écoulement en entrée de la turbine haute pression 7 de sorte que, en régime de décollage (tel que défini plus haut), le nombre de Mach dans la section de veine est sensiblement égal à 1. Pour cela, le rayon moyen de la turbine haute pression 7 est fixé par la charge aérodynamique acceptable dans la turbine haute pression 7, qui est elle-même définie par l’énergie qui doit être fournie au compresseur haute pression 5 et la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10 en vue d’obtenir le rapport de compression souhaité. La section de la veine d’écoulement dans la turbine haute pression 7 dépend quant à elle du débit réduit dans la veine d’écoulement à un Mach donné. Ici, la section de la veine d’écoulement peut donc être dimensionnée de sorte que le nombre de Mach dans la section de veine est égal à 1. Le rayon moyen interne R moyen_int est alors déduit de la section de la veine ainsi dimensionnée et du rayon moyen déterminé à partir de la charge aérodynamique. La vitesse de rotation de la turbine haute pression 7 peut alors être compris entre 15 000 tours par minute et 27 000 tours par minutes. Des turbines haute pression 7 respectant la formule (1) peuvent alors présenter un rapport moyeu-tête, qui correspond au rapport entre le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et le rayon interne R1 du rotor 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7, supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90. Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et le rayon interne R1 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe de rotation X à 50 % de la corde en pied d’aube du rotor 7b le plus en aval de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire, du dernier étage de la turbine haute pression 7). Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 correspond à la distance, dans ce plan, entre le sommet 7e des aubes du rotor 7b de la turbine haute pression 7 et l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7, lorsque le système propulsif 1 est au repos. Le rayon interne R1 a été défini plus haut. De telles turbines haute pression 7 présentent alors une section de sortie S s optimisée. En effet, plus le rapport moyeu-tête est réduit, plus le diamètre externe de la turbine haute pression 7 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90, en combinaison avec une section d’entrée S e et une vitesse de rotation optimisés comme décrit plus haut, permet ainsi d’obtenir non seulement une turbine haute pression 7 plus efficace (de par sa vitesse de rotation adaptée), dans un encombrement adapté, tout en optimisant la surface de sortie qui détend les gaz en sortie de la chambre de combustion 5. Le dimensionnement de la turbine haute pression 7 de sorte à obtenir un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90 permet par conséquent de rendre la turbine haute pression 7 plus efficace, et donc de réduire la consommation spécifique du système propulsif 1, sans pour autant pénaliser sa charge mécanique ou thermique. Un système propulsif 1 comprenant une turbine haute pression 7 dont le rayon moyen interne R moyen_int respecte la formule (1) peut alors présenter un taux de compression global, 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), supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, de préférence supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55. De plus, le système propulsif 1 comprend en outre un carter inter-turbines 24 s’étendant entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8. Le carter inter-turbines délimite la veine d’écoulement entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et comprend des aubes de guidage 25 configurées pour redresser un flux d’air sortant de la turbine haute pression 7 et permettent ainsi d’améliorer l’alimentation de la turbine basse pression 8 et donc l’efficacité du corps basse pression. Les aubes de guidage 25 présentent donc une surface aérodynamique configurée pour réorienter le flux d’air entrant dans la turbine basse pression 8. Dans une forme de réalisation, le système propulsif 1 comprend entre vingt et trente aubes de guidage 25. Le cas échéant, le carter inter-turbines 24 forme un carter structural du système propulsif 1 permettant d’améliorer la dynamique d’ensemble du système propulsif 1. A cet effet, le carter inter-turbines comprend une virole interne montée sur un ensemble de paliers du système propulsif 1, typiquement un palier arrière 26 de l’arbre haute pression, une virole externe qui peut être configurée pour faire reprendre les efforts mécaniques dans le système propulsif 1, ainsi qu’une série de bras s’étendant radialement entre la virole interne et la virole externe et configurés pour permettre le passage de servitudes et la reprise des efforts mécaniques entre la virole interne et la virole externe. Les aubes de guidage 25 peuvent être distinctes des bras et s’étendre entre les bras et la turbine basse pression 8. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - une première turbine (8) configurée pour entrainer un premier compresseur (4) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11) ; - une deuxième turbine (7) 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 rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ; - 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 un rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) est au moins égal à : où : R moyen_int est le rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; D est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation 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) ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et A = 593 (°C) -1/2 et B = 6,5 millimètres (mm). Système propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel le rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) est au plus égal à 300 mm. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine (7) est supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, comprenant un outre un carter inter-turbines (24) monté sur un ensemble de palier (26), le carter inter-turbines s’étendant entre la première turbine (8) et la deuxième turbine (7). Système propulsif (1) selon la revendication 4, dans lequel le carter inter-turbines (24) comprend une série d’aubes de guidage (25) configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine (8). Système propulsif (1) selon la revendication 5, comprenant entre vingt et trente aubes de guidage (25). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la deuxième turbine (7) est biétage. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 7, 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 8, dans lequel le diamètre du rotor de soufflante (9) est compris entre 80 pouces (2 032 mm) et 185 pouces (4 699 mm) inclus, de préférence entre 85 pouces (2 159 mm) et 120 pouces (3 048 mm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (2 286 mm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel le rotor de soufflante (9) est caréné et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel le rotor de soufflante (9) est non caréné 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 11, dans lequel le mécanisme de réduction (19) présente un taux de réduction supérieur ou égal à 2,5, de préférence supérieur ou égal à 3,0 et inférieur ou égal à 11,0. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel la première turbine (8) comprend au moins trois étages et au plus cinq étages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel le premier compresseur (4) comprend au moins deux étages et au plus quatre étages. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 14 fixé à l’aéronef (100) 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) 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 une deuxième turbine (7) configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine (8), la deuxième turbine (7) étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) est au moins égal à : où : R moyen_int est le rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ; D est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation 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) ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et A = 593 (°C) -1/2 et B = 6,5 millimètres (mm).