FR 3155866 A1 20250530 FR 2313283 A 20231129 Le présent exposé concerne une section de soufflante présentant un coefficient de performance compris entre 1,05 et 1,3, où le coefficient de performance est défini comme suit : où : Cp est le coefficient de performance ; FPR est le rapport de pression de la section de soufflante (2) ; Cs est la solidité du rotor de soufflante (9) et ; et U est la vitesse périphérique en sommet d’aube du rotor de soufflante (9) ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système propulsif aéronautique comprenant une section de soufflante optimisée La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques présentant un taux de dilution élevé, voire très élevé. ETAT DE LA TECHNIQUE Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l‘arbre basse pression. L’amélioration du rendement propulsif du système peut également passer par le dimensionnement de la section de soufflante. En effet, de par son large diamètre (afin notamment d’atteindre des taux de dilution élevés et de faibles rapports de pression de soufflante), la section de soufflante représente une partie importante du système propulsif en termes de masse et donc de consommation spécifique. En parallèle, la section de soufflante produit une très large partie de la poussée du système propulsif. EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser la section de soufflante du système propulsif afin de la rendre plus efficace sans pour autant trop pénaliser la masse et donc la consommation spécifique du système propulsif. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante comprenant un rotor de soufflante ayant un coefficient de performance supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,3, où le coefficient de performance est défini comme suit : où : Cp est le coefficient de performance et est exprimé en secondes par mètre au carré (s/m)² ; FPR est le rapport de pression de la section de soufflante ; Cs est la solidité du rotor de soufflante et ; et U est la vitesse périphérique en sommet d’aube du rotor de soufflante et est exprimée en mètres par seconde (m/s) ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de la section de soufflante selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le rapport de pression de la soufflante est supérieur ou égal à 1,1 et inférieur ou égal à 1,45 ; - la solidité est supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,1 ; - la vitesse périphérique est supérieure ou égale à 260 m/s et inférieure ou égale à 400 m/s, par exemple supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 350 m/s ; - un allongement des aubes de soufflante, qui correspond à un rapport entre une hauteur des aubes de soufflante et une corde en sommet des aubes de soufflante, est supérieur ou égal à 2,4 et inférieur ou égal à 3,0 ; - un diamètre du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 177,8 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple de l’ordre de 228,6 cm ; et/ou - la section de soufflante présente un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, par exemple supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, par exemple encore inférieur ou égal à 0,27. Selon un deuxième aspect, il est proposé un système propulsif aéronautique comprenant : - un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ; - un arbre de soufflante ; - une section de soufflante selon le premier aspect, le rotor de soufflante étant entrainé en rotation par l’arbre de soufflante ; et - un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement. Optionnellement, le système propulsif aéronautique selon le deuxième aspect peut en outre comprendre un carter de soufflante entourant les aubes de soufflante. Le taux de dilution du système propulsif selon le deuxième aspect peut en outre être supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Selon un troisième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le deuxième aspect à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement d’une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique comprenant une étape de dimensionnement d’un rapport de pression de la section de soufflante, d’une solidité d’un rotor de la section de soufflante et d’une vitesse périphérique du rotor de sorte qu’un coefficient de performance de la section de soufflante est supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,3, où le coefficient de performance est défini comme suit : où : Cp est le coefficient de performance ; FPR est le rapport de pression de la section de soufflante ; Cs est la solidité du rotor de soufflante ; et U est la vitesse périphérique en sommet d’aube du rotor de soufflante ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Optionnellement, le procédé de dimensionnement selon le quatrième aspect comprend en outre une étape de dimensionnement des aubes de soufflante de sorte que leur allongement soit supérieur ou égal à 2,4 et inférieur ou égal à 3,0, où l’allongement correspond à un rapport entre une hauteur des aubes de soufflante et une corde en sommet des aubes de soufflante. Selon un cinquième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’une section de soufflante comprenant les étapes suivantes : - dimensionner une section de soufflante conformément au procédé de dimensionnement selon le quatrième aspect ; et - fabriquer la section de soufflante ainsi dimensionnée. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages du présent exposé ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : La FIG. 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation ; La FIG. 2 est une vue en coupe partielle et schématique d’un exemple de rotor de soufflante d’un système propulsif conforme à un mode de réalisation, la coupe étant réalisée dans un plan passant par un point d’intersection amont entre un sommet et un bord d’attaque de deux aubes adjacentes ; La FIG. 2 est une vue en perspective d’un exemple de rotor de soufflante d’un système propulsif conforme à un mode de réalisation ; La FIG. 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ; La FIG. 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal selon une deuxième variante; La FIG. 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ; La FIG. 6 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation. Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât). La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a. Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément. En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1. Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1. Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2. Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor de la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement. L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs. La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 13. La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu ou présenter un calage variable. Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. On notera que, dans la présente demande, certains paramètres sont déterminés en condition de croisière, c’est-à-dire à 10668 m d’altitude (35000 pieds), 0,8 Mach et en conditions ISA (acronyme anglais de International Standard Atmosphere, pour atmosphère standard internationale) définies par la norme ISO2533/édition 1975/addendum 1985. De plus, les distances (longueur, rayon, diamètre, corde, etc.) sont mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage. Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8. Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80068 N) et 51 000 lbf (222411 N), par exemple entre 20 000 lbf (88964 N) et 35 000 lbf (155688 N), lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. La section de soufflante 2 peut comprendre un carter de soufflante 12, le rotor de soufflante 9 étant logé dans le carter de soufflante 12. Le rotor de soufflante 9 s’étend en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie (« Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est par exemple supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Chaque aube de soufflante 14 présente un bord d’attaque 14a et un bord de fuite 14b (voir par exemple figures 2a et 2b). Le bord d’attaque 14a est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le rotor de soufflante 9. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 28b quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. A noter ici que, lorsque les aubes 14 comprennent un bouclier de bord d’attaque et/ou de bord de fuite, le bord d’attaque 14a (respectivement le bord de fuite 14b) des aubes 14 correspond à la partie antérieure du profil du bouclier qui reconstitue le bord d’attaque (respectivement la partie postérieure du profil du bouclier qui reconstitue le bord de fuite 14b) et dont la fonction est de diviser l’écoulement en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados (respectivement de rejoindre les écoulements). Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs une série de plateformes s’étendant chacune entre deux aubes 14 adjacentes et configurées pour délimiter radialement à l’intérieur le flux d’air F traversant le rotor 9. L’aube de soufflante 14 présente en outre une corde au sommet d’aube c 1 . La corde au sommet d’aube c 1 correspond au segment de droite qui raccorde un point d’intersection amont P entre le bord d’attaque 14a et le sommet 21 d’une aube 14 et un point d’intersection aval entre le bord de fuite 14b et le sommet 21 de l’aube 14. Le rotor de soufflante 9 comporte entre seize et vingt-deux aubes 14. Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple un mécanisme de réduction de type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) ( FIG. 3 ) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11, une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type épicycloïdal (« planetary » en anglais) ( FIG. 4 ), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19 e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5). Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11. Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0. Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages. La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11, qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute, lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 e édition) et au niveau de la mer. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif 1 est sain. Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certification data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement et la fabrication des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor, typiquement la certification CS-E-800 - collision avec un oiseau et ingestion). Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1, un coefficient de performance de la section de soufflante est compris entre 1,05 et 1,3, où le coefficient de performance est défini comme suit : où : Cp est le coefficient de performance et est exprimé en secondes par mètre au carré (s/m)² ; FPR est le rapport de pression de la section de soufflante 2 (sans dimension) ; Cs est la solidité du rotor de soufflante 9 (sans dimension) ; et U est la vitesse périphérique en sommet d’aube du rotor de soufflante et est exprimée en mètres par seconde (m/s). A noter que le rapport de pression FPR de la section de soufflante 2 et la vitesse périphérique U sont mesurés ici en régime de croisière dans la mesure où il s’agit de la phase de vol dans laquelle on souhaite obtenir le rendement maximal du rotor de soufflante 9. La solidité Cs est égale au rapport entre la corde au sommet d’aube c 1 et un pas inter-aubes 23. Le pas inter-aubes 23 correspond à la distance angulaire entre les points d’intersection amont P de deux aubes 14 adjacentes ; le pas inter-aubes 23 est donc égal au rayon externe R e du rotor de soufflante 9 (demi-diamètre) multiplié par l’angle entre une première droite D 1 , comprise dans un plan normal à l’axe X qui est issue du point d’intersection amont P (voir figures 2a et 2b) d’une première aube 14 et coupe l’axe X, et une deuxième droite D 2 , comprise dans le plan normal à l’axe X qui est issue du point d’intersection amont P d’une deuxième aube 14 immédiatement adjacente à la première aube 14 et coupe l’axe X (voir FIG. 2 ). La solidité étant un rapport de distances, elle est mesurée lorsque le système propulsif 1 est à froid (dans les conditions précitées). Par exemple, la solidité Cs peut être supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,1. Le rapport de pression FPR de la section de soufflante 2 correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9. Par exemple, le rapport de pression est supérieur ou égal à 1,1 et inférieur ou égal à 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la veine d’écoulement (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 jusqu’au carter de soufflante 12. La vitesse périphérique U est supérieure ou égale à 260 m/s et inférieure ou égale à 400 m/s, par exemple supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 350 m/s. Le dimensionnement de la section de soufflante 2 de sorte que son coefficient de performance Cp soit compris entre 1,05 et 1,3 permet de maximiser les performances de la section de soufflante 2 en régime de croisière tout en conservant une opérabilité acceptable (essentiellement au décollage). Le coefficient de performance Cp tient en effet compte à la fois du travail aérodynamique que doit réaliser le rotor de soufflante 9 (via son rapport de pression FPR) et de la matière physique des aubes 14 qui réalise ce travail (via la solidité Cs). Plus le coefficient de performance est important, plus le rotor de soufflante 9 est capable de fournir un travail aérodynamique important avec des aubes 14 ayant un faible encombrement. L’efficacité du rotor de soufflante 9 est donc améliorée avec un encombrement et une masse réduits. Le coefficient de performance Cp est de préférence inférieur ou égal à 1,3 afin d’éviter tout risque de pompage et de préserver une tenue mécanique suffisante en cas de collision avec un oiseau et ingestion. Par exemple, la section de soufflante 2 peut présenter un rapport de pression FPR égal à 1,35, une solidité égale à 0,9, une vitesse périphérique égale à 305 m/s et un coefficient de performance égal à 1,3. Dans un autre exemple, la section de soufflante 2 peut présenter un rapport de pression FPR égal à 1,38, une solidité égale à 1,05, une vitesse périphérique égale à 315 m/s et un coefficient de performance égal à 1,05. Dans un autre exemple encore, la section de soufflante 2 peut présenter un rapport de pression FPR égal à 1,3, une solidité égale à 0,95, une vitesse périphérique égale à 295 m/s et un coefficient de performance égal à 1,3. De préférence, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent en outre un allongement supérieur ou égal à 2,4 et inférieur ou égal à 3,0. L’allongement correspond au rapport entre la hauteur h des aubes de soufflante et leur corde en sommet c 1 . Lorsque la section de soufflante présente un coefficient de performance compris entre 1,05 et 1,3 avec des aubes 14 dont l’allongement est compris entre 2,4 et 3,0, il est possible de réduire l’épaisseur des aubes de soufflante 14 tout en en respectant les exigences des certifications actuelles en matière d’ingestion (typiquement la certification CS-E-800 - collision avec un oiseau et ingestion). Les aubes de soufflante 14 sont alors plus « effilées », ce qui réduit encore davantage la masse de la section de soufflante 2 et donc la consommation spécifique du système propulsif 1, tout en garantissant le travail aérodynamique requis et en évitant les risques de pompage. La longueur globale de la nacelle de soufflante peut en outre être réduite. La hauteur h d’une aube 14 est mesurée ici dans un plan normal à l’axe X, entre le point d’intersection amont P (entre le sommet 21 et le bord d’attaque 14a des aubes 14 du rotor de soufflante 9) et un point d’intersection l’aube et la plateforme, dans le plan normal à l’axe ( FIG. 1 ). Le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 70 pouces (177,8 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Le diamètre D est par exemple compris entre 70 pouces (177,8 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet d’intégrer le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef 100. Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau du point d’intersection amont P (entre le sommet 21 et le bord d’attaque 14a des aubes 14 du rotor de soufflante 9). A noter que la FIG. 1 étant une vue partielle, le diamètre D n’est que partiellement visible. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14 du rotor de soufflante 9. Dans une forme de réalisation, le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 est au moins égal à 30 et au plus égal à 52, par exemple exactement égal à 48 lorsque le rotor de soufflante comprend vingt-deux aubes 14. Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32, par exemple. Dans le cas d’un rotor de soufflante 9 à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,22 et 0,30, par exemple entre 0,235 et 0,27. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne R i et le rayon externe R e du rotor de soufflante 9. Le rayon interne R i correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique de la plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe R e est égal à la moitié du diamètre D de soufflante. Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Un exemple de moteur dont la section de soufflante 2 présente un coefficient de performance compris entre 1,05 et 1,3 comprend 22 aubes de soufflante 14, une vitesse périphérique U en régime de croisière égale à 315 m/s, un taux de pression FPR en régime de croisière égal à 1,4, une solidité égale à 1,0. Le coefficient de performance de cette section de soufflante 2 est alors égal à 1,1 (s/m)². Cette section de soufflante 2 comprend par ailleurs 48 aubes 16 de stator. Les aubes de soufflante 14 présentent une corde au sommet c 1 de 32,6 cm, une hauteur de 84,6 cm et un allongement de 2,8. Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un diamètre de 229 cm et un rapport moyeu-tête égal à 0,26. Les aubes de soufflante sont réalisées dans un matériau composite comprenant un renfort fibreux noyé (comprenant des fibres en carbone ayant un module d’Young supérieur à 250 GPa) dans une matrice epoxyde. La section de soufflante est carénée et les aubes de soufflante 14 sont à calage variable. Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée de 164 kN 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. Une telle section de soufflante 2 peut être intégrée dans un système propulsif 1 présentant un taux de dilution de 14 en régime de croisière et comprenant un mécanisme de réduction 19 avec un rapport de réduction de 3,2. Le système propulsif 1 peut par ailleurs comprendre deux étages de compresseur basse pression 4, dix étages de compresseur haute pression 5, deux étages de turbine haute pression 7 et cinq étages de turbine basse pression 8. En comparaison avec une section de soufflante présentant un coefficient de solidité inférieur à 1,05 (s/m)², par exemple égal à 0,7, la section de soufflante de l’exemple de moteur détaillé ci-dessus est capable d’atteindre un meilleur niveau de rendement avec une masse et un encombrement moindres tout en conservant un niveau d’opérabilité acceptable vis-à-vis de la certification. Section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) ayant un coefficient de performance supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,3, où le coefficient de performance est défini comme suit : où : Cp est le coefficient de performance et est exprimé en secondes par mètre au carré (s/m)² ; FPR est le rapport de pression de la section de soufflante (2) ; Cs est la solidité du rotor de soufflante (9) et ; et U est la vitesse périphérique en sommet d’aube du rotor de soufflante (9) et est exprimée en mètres par seconde (m/s) ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Section de soufflante (2) selon la revendication 1, dans laquelle le rapport de pression de la soufflante est supérieur ou égal à 1,1 et inférieur ou égal à 1,45. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle la solidité est supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,1. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle la vitesse périphérique est supérieure ou égale à 260 m/s et inférieure ou égale à 400 m/s, par exemple supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 350 m/s. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle un allongement des aubes de soufflante (14), qui correspond à un rapport entre une hauteur des aubes de soufflante et une corde en sommet (c 1 ) des aubes de soufflante, est supérieur ou égal à 2,4 et inférieur ou égal à 3,0. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle un diamètre du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 177,8 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple de l’ordre de 228,6 cm. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 6 présentant un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, par exemple supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, par exemple encore inférieur ou égal à 0,27. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - un arbre d’entrainement (11) mobile en rotation autour d’un axe de rotation (X) ; - un arbre de soufflante (20) ; - une section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 7, le rotor de soufflante (9) étant entrainé en rotation par l’arbre de soufflante (20) ; et - un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11). Système propulsif (1) aéronautique selon la revendication 8, comprenant en outre un carter de soufflante entourant les aubes de soufflante (14). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 8 et 9, dans lequel un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 8 à 10 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Procédé de dimensionnement d’une section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique comprenant une étape de dimensionnement d’un rapport de pression de la section de soufflante, d’une solidité d’un rotor (9) de la section de soufflante et d’une vitesse périphérique du rotor (9) de sorte qu’un coefficient de performance de la section de soufflante (2) est supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,3, où le coefficient de performance est défini comme suit : où : Cp est le coefficient de performance ; FPR est le rapport de pression de la section de soufflante (2) ; Cs est la solidité du rotor de soufflante (9) ; et U est la vitesse périphérique en sommet d’aube du rotor de soufflante (9) ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière. Procédé de dimensionnement selon la revendication 12, comprenant en outre une étape de dimensionnement des aubes de soufflante (14) de sorte que leur allongement soit supérieur ou égal à 2,4 et inférieur ou égal à 3,0, où l’allongement correspond à un rapport entre une hauteur des aubes de soufflante (14) et une corde en sommet (c 1 ) des aubes de soufflante. Procédé de fabrication d’une section de soufflante comprenant les étapes suivantes : dimensionner une section de soufflante conformément au procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 12 et 13 ; et fabriquer la section de soufflante ainsi dimensionnée.