FR 3155565 A1 20250523 FR 2312779 A 20231121 La présente invention concerne un système propulsif (1) aéronautique, caractérisé en ce que (Eq1), (Eq2), (Eq3), avec (Eq4), L étant une distance entre l’entrée du compresseur (5) et la sortie de la turbine (8), D est un diamètre du rotor de soufflante (9), est le nombre total d’étages entre entrée et sortie, XN est la vitesse de rotation de référence de l’arbre (11); BPR est un taux de dilution du système, lorsqu’il est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard au niveau de la mer, T e est la température en entrée de la turbine (8); T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air, ω est une vitesse limite de référence prescrite de l’arbre (11), GR est un rapport de réduction du mécanisme de réduction (19) de l’arbre de soufflante (20) vers l’arbre (11). 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. Du fait que le mécanisme de réduction augmente le régime de rotation de l’arbre basse pression, la position des modes de déformation de cet arbre basse pression relativement au régime maximal est modifiée. Or, il ne faut pas qu’un mode de déformation supercritique de l’arbre basse pression apparaisse, qui engendre des fréquences de résonance dans une plage de fonctionnement stabilisée, et ce pour ne pas risquer d’endommager le système propulsif. Un but de la présente demande est d’optimiser le système propulsif afin d’augmenter son efficacité tout en maîtrisant le comportement dynamique de l’arbre basse pression intégré dans l’arbre 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 autour d’un axe de rotation ; - 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 autour de l’axe de rotation ; - un rotor de soufflante 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 une vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre; dans lequel une entrée du deuxième compresseur correspond à la partie la plus en amont d’une roue d'aubes mobiles la plus en amont du deuxième compresseur et à un bord d’attaque en pied d’aube d’un premier étage le plus en amont du deuxième compresseur, et une sortie de la deuxième turbine correspond à la partie la plus en aval d’une roue d’aubes mobiles la plus en aval de la deuxième turbine et à un bord de fuite en pied d’aube d’un dernier étage le plus en aval de la deuxième turbine, caractérisé en ce que (Eq1), (Eq2), (Eq3), avec (Eq4), où L est une distance entre l’entrée du deuxième compresseur et la sortie de la deuxième turbine en millimètres, D est un diamètre du rotor de soufflante, exprimé en millimètres et mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque d’aubes du rotor de soufflante, est le nombre total d’étages entre l’entrée du deuxième compresseur et la sortie de la deuxième turbine, la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre est exprimée en tours par minute ; BPR est un taux de dilution du système propulsif, qui 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 deuxième 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 ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air, ω est une vitesse limite de référence prescrite du premier arbre, GR est un rapport de réduction prescrit du mécanisme de réduction de l’arbre de soufflante vers le premier arbre. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le diamètre D du rotor de soufflante (9) est choisi de telle sorte que (Eq5), et (Eq6), où FN est une poussée générée par le rotor de soufflante, qui est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et qui est exprimée en Newton. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le rotor de soufflante est caréné et le taux BPR 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. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le rotor de soufflante est caréné et une vitesse périphérique au sommet d’aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Suivant un autre mode de réalisation de l’invention, le rotor de soufflante est non caréné et le taux BPR de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le rotor de soufflante est non caréné et une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction de l’arbre de soufflante vers le premier arbre est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le rotor de soufflante est caréné et le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction de l’arbre de soufflante vers le premier arbre est supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, typiquement autour de 3,0. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le rotor de soufflante est non caréné et le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction de l’arbre de soufflante vers le premier arbre est compris entre 9,0 et 11,0. Suivant un mode de réalisation de l’invention, la vitesse limite ω de référence du premier arbre est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, de préférence entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le système propulsif est configuré pour fournir une poussée FN comprise entre 80068 N et 222411 N, de préférence entre 88964 N et 155688 N. Suivant un mode de réalisation de l’invention, la deuxième turbine est biétage. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le deuxième compresseur comprend au moins 8 étages et au plus 11 étages. Suivant un mode de réalisation de l’invention, la première turbine comprend au moins 3 étages et au plus 5 étages. Suivant un mode de réalisation de l’invention, le premier compresseur comprend au moins 2 étages et au plus 4 étages. Un deuxième objet de l’invention est un aéronef comprenant au moins un système propulsif tel que décrit ci-dessus, fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Un troisième objet de l’invention est un procédé de fabrication d’un système propulsif comprenant : - une première turbine configurée pour entrainer un premier compresseur par l’intermédiaire d’un premier arbre autour d’un axe de rotation ; - 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 deuxième arbre autour de l’axe de rotation ; - un rotor de soufflante 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 une vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre; dans lequel une entrée du deuxième compresseur correspond à la partie la plus en amont d’une roue d'aubes mobiles la plus en amont du deuxième compresseur et à un bord d’attaque en pied d’aube d’un premier étage le plus en amont du deuxième compresseur, et une sortie de la deuxième turbine correspond à la partie la plus en aval d’une roue d’aubes mobiles la plus en aval de la deuxième turbine et à un bord de fuite en pied d’aube d’un dernier étage le plus en aval de la deuxième turbine, caractérisé en ce que (Eq1), (Eq2), (Eq3), avec (Eq4), où L est une distance entre l’entrée du deuxième compresseur et la sortie de la deuxième turbine en millimètres, D est un diamètre du rotor de soufflante, exprimé en millimètres et mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque d’aubes du rotor de soufflante, est le nombre total d’étages entre l’entrée du deuxième compresseur et la sortie de la deuxième turbine, la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre est exprimée en tours par minute ; BPR est un taux BPR de dilution du système propulsif, qui 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 deuxième 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 ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air, ω est une vitesse limite de référence prescrite du premier arbre, GR est un rapport de réduction prescrit du mécanisme de réduction de l’arbre de soufflante vers le premier arbre. Suivant un mode de réalisation de l’invention du procédé de fabrication, le diamètre D du rotor de soufflante est choisi de telle sorte que (Eq5), et (Eq6), où FN est une poussée générée par le rotor de soufflante, qui est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et qui est exprimée en Newton. 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 : FIG. 1 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 ; FIG. 2 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 ; FIG. 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ; FIG. 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ; FIG. 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 6 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement 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 (premier compresseur 4) et un compresseur haute pression 5 (deuxième compresseur 5), situé en aval du compresseur basse pression 4. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 8 (deuxième turbine 8), située en aval de la chambre 6 de combustion, et une turbine basse pression 7 (première turbine 7), située en aval de la turbine haute pression 8. 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 (ou deuxième arbre 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 (ou premier arbre 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 13 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 le mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la FIG. 1 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 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. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 peut être monté pivotant suivant un axe X de calage et être 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 14 aubes 14 et au plus 24 aubes 14, de préférence au moins 16 aubes 14 et au plus 22 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 BPR (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution BPR supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution BPR, 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 FN mentionnée ci-dessous, 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 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. Le rapport GR de réduction est supérieur à 1 et est égal à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 7 (ou de l’arbre basse pression 11), divisée par la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9. 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 BPR 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 0,90 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). 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 BPR 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 (qui peut également être désignée par le terme d’hélice) 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 BPR 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 BPR 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 0,90 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) ( 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. En variante, le mécanisme de réduction 19 peut être 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. 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 GR 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 rapport GR de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le rapport GR de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0. Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 8 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 7 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. Selon une première configuration de l’invention, afin d’optimiser les performances du système propulsif 1, le mécanisme de réduction 19 couple 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 une vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre 11. Selon la première configuration de l’invention, (Eq1), (Eq2), (Eq3), avec (Eq4), où L est une distance entre l’entrée du deuxième compresseur 5 et la sortie de la deuxième turbine 8 en millimètres, D est un diamètre du rotor de soufflante 9, exprimé en millimètres et mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation X au niveau d’une intersection entre le sommet 21 et un bord d’attaque 22 d’aubes 14 du rotor de soufflante 9, la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre 11 est exprimée en tours par minute ; BPR est le taux BPR de dilution, mentionné ci-dessus, du système propulsif 1, qui 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 deuxième 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 ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air, ω est une vitesse limite de référence prescrite du premier arbre 11, GR est le rapport de réduction prescrit du mécanisme de réduction 19 de l’arbre de soufflante 20 vers le premier arbre 11, est le nombre total d’étages entre l’entrée du deuxième compresseur 5 et la sortie de la deuxième turbine 8. Le nombre est donc le nombre d’étages du corps haute pression. Dans les équations, la multiplication est désignée par le signe *, tandis que le signe . désigne la représentation en virgule fixe des nombres. A noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre D n’est que partiellement visible. La distance L entre l’entrée du compresseur haute pression 5 et la sortie de la turbine haute pression 8 correspond à la longueur L du corps haute pression. Le corps haute pression comprend le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 8 et l’arbre haute pression 10. La vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre 11 correspond à un régime de rotation maximal de la turbine basse pression. La vitesse XN de rotation est gale à la vitesse limite ω de référence du premier arbre 11 multipliée par le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction 19 de l’arbre de soufflante 20 vers le premier arbre 11. La vitesse limite ω de référence du premier arbre 11 est exprimée en tours par minute. La vitesse limite ω de référence est une donnée déclarée à l’avance et est donc prescrite. La vitesse réelle de rotation du premier arbre 11 lors du fonctionnement du système propulsif 1 peut être différente de la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre 11 et peut être inférieure ou égale à la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre 11. Cette première configuration de l’invention permet de dimensionner l’arbre haute pression 10 pour que la dynamique de l’arbre basse pression 11 soit maîtrisée. Dans un exemple numérique, non limitatif, BPR=13, Te=1125°C, Tref =273°C, Gamma=1.4, D = 2235 mm, L = 1087 mm pour n = 12 selon l’équation (Eq4) (10 étages du deuxième compresseur 5 et 2 étages de la deuxième turbine 8). XN > 8150 selon l’équation (Eq2). XN ω = 2785 tours par minute. GR = 3.3. XN=9191 tours par minute. Dans une deuxième configuration de l’invention, le diamètre D du rotor de soufflante 9, exprimé en millimètres et mesuré dans le plan normal à l’axe de rotation X au niveau de l’intersection entre le sommet 21 et le bord d’attaque 22 d’aubes 14 du rotor de soufflante 9, est choisi de telle sorte que (Eq5), et (Eq6), où FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9, qui est mesurée lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et qui est exprimée en Newton. Dans les équations, la multiplication est désignée par le signe *, tandis que le signe . désigne la représentation en virgule fixe des nombres. Cette deuxième configuration de l’invention permet de dimensionner le paramètre couple sur l’arbre basse pression 11 (ou premier arbre 11) par rapport aux autres paramètres BPR, D et T e . La deuxième configuration de l’invention peut être prévue sans la première configuration de l’invention. La première configuration de l’invention peut être prévue sans la deuxième configuration de l’invention. La première configuration de l’invention peut être prévue avec la deuxième configuration de l’invention. Dans l’exemple numérique, non limitatif, mentionné ci-dessus et combinant la première configuration de l’invention avec la deuxième configuration de l’invention, BPR=13, Te=1125°C, Tref =273°C, Gamma=1.4, FN=124540 N, ω = 2785 tours par minute. GR = 3.3. XN=9191 tours par minute. D D > 1801 mm en appliquant l’équation (Eq6) à ces valeurs. Dans cet exemple, D =2235 mm. Dans ce qui précède, la vitesse limite ω (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, peut être 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 ω correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et non en fin de vie). La vitesse limite ω est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite ω fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certificate data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse ω de rotation est habituellement utilisée comme vitesse ω 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). Le système propulsif 1 peut être configuré pour fournir une poussée FN comprise entre 80068 N et 222411 N, de préférence entre 88964 N et 155688 N. Un procédé de fabrication du système propulsif peut prévoir de dimensionner D (étape E1) et/ou de dimensionner L (étape E2). L’étape E1 peut être antérieure à l’étape E2 ( FIG. 6 ) ou postérieure à l’étape E2 ou simultanée à l’étape E2. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : - une première turbine (7) configurée pour entrainer un premier compresseur (4) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11) autour d’un axe de rotation (X) ; - une deuxième turbine (8) 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) autour de l’axe de rotation (X) ; - 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 une vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre (11) ; dans lequel une entrée du deuxième compresseur (5) correspond à la partie la plus en amont d’une roue d'aubes mobiles (5a) la plus en amont du deuxième compresseur (5) et à un bord d’attaque (5c) en pied d’aube d’un premier étage le plus en amont du deuxième compresseur (5), et une sortie de la deuxième turbine (8) correspond à la partie la plus en aval d’une roue d’aubes mobiles (8b) la plus en aval de la deuxième turbine (8) et à un bord de fuite (8d) en pied d’aube d’un dernier étage le plus en aval de la deuxième turbine (8), caractérisé en ce que (Eq1), (Eq2), (Eq3), avec (Eq4), où L est une distance entre l’entrée du deuxième compresseur (5) et la sortie de la deuxième turbine (8) en millimètres, D est un diamètre du rotor de soufflante (9), exprimé en millimètres et 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) d’aubes (14) du rotor de soufflante (9), est le nombre total d’étages entre l’entrée du deuxième compresseur (5) et la sortie de la deuxième turbine (8), la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre (11) est exprimée en tours par minute ; BPR est un taux de dilution du système propulsif (1), qui 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 deuxième 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 ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air, ω est une vitesse limite de référence prescrite du premier arbre (11), GR est un rapport de réduction prescrit du mécanisme de réduction (19) de l’arbre de soufflante (20) vers le premier arbre (11). Système propulsif (1) aéronautique suivant la revendication 1, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) est choisi de telle sorte que (Eq5), et (Eq6), où FN est une poussée générée par le rotor de soufflante (9), qui est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et qui est exprimée en Newton. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le rotor de soufflante (9) est caréné et le taux BPR 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 quelconque des revendications précédentes, dans lequel le rotor de soufflante (9) est caréné et une vitesse périphérique au sommet (21) d’aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Système propulsif (1) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le rotor de soufflante (9) est non caréné et le taux BPR 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 quelconque des revendications 1, 2 et 5, dans lequel le rotor de soufflante (9) est non caréné et une vitesse périphérique au sommet (21) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction (19) de l’arbre de soufflante (20) vers le premier arbre (11) est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le rotor de soufflante (9) est caréné et le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction (19) de l’arbre de soufflante (20) vers le premier arbre (11) est supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, typiquement autour de 3,0. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1, 2, 5, 6, dans lequel le rotor de soufflante (9) est non caréné et le rapport GR de réduction du mécanisme de réduction (19) de l’arbre de soufflante (20) vers le premier arbre (11) est compris entre 9,0 et 11,0. 0Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la vitesse limite ω de référence du premier arbre (11) est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, de préférence entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. 1Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée FN comprise entre 80068 N et 222411 N, de préférence entre 88964 N et 155688 N. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la deuxième turbine (8) est biétage. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le deuxième compresseur (5) comprend au moins 8 étages et au plus 11 étages. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première turbine (7) comprend au moins 3 étages et au plus 5 étages. Système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier compresseur (4) comprend au moins 2 étages et au plus 4 étages. Aéronef comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât. Procédé de fabrication d’un système propulsif (1) comprenant : - une première turbine (7) configurée pour entrainer un premier compresseur (4) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11) autour d’un axe de rotation (X) ; - une deuxième turbine (8) 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 deuxième arbre (10) autour de l’axe de rotation (X) ; - 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 une vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre (11); dans lequel une entrée du deuxième compresseur (5) correspond à la partie la plus en amont d’une roue d'aubes mobiles (5a) la plus en amont du deuxième compresseur (5) et à un bord d’attaque (5c) en pied d’aube d’un premier étage le plus en amont du deuxième compresseur (5), et une sortie de la deuxième turbine (8) correspond à la partie la plus en aval d’une roue d’aubes mobiles (8b) la plus en aval de la deuxième turbine (8) et à un bord de fuite (8d) en pied d’aube d’un dernier étage le plus en aval de la deuxième turbine (8), caractérisé en ce que (Eq1), (Eq2), (Eq3), avec (Eq4), où L est une distance entre l’entrée du deuxième compresseur (5) et la sortie de la deuxième turbine (8) en millimètres, D est un diamètre du rotor de soufflante (9), exprimé en millimètres et 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) d’aubes (14) du rotor de soufflante (9), est le nombre total d’étages entre l’entrée du deuxième compresseur (5) et la sortie de la deuxième turbine (8), la vitesse XN de rotation de référence prescrite du premier arbre (11) est exprimée en tours par minute ; BPR est un taux de dilution du système propulsif (1), qui 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 deuxième 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 ; T ref = 273 K ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air, ω est une vitesse limite de référence prescrite du premier arbre (11), GR est un rapport de réduction prescrit du mécanisme de réduction (19) de l’arbre de soufflante (20) vers le premier arbre (11). Procédé de fabrication d’un système propulsif (1) suivant la revendication 17, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) est choisi de telle sorte que (Eq5), et (Eq6), où FN est une poussée générée par le rotor de soufflante (9), qui est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et qui est exprimée en Newton.