Système propulsif aéronautique, comprenant : - une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14), le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11) configuré pour entraîner le rotor de soufflante (9) en rotation, - un dispositif de réduction de vitesse (19) couplant en rotation l’arbre d’entraînement (10, 11) du générateur de gaz (3) et un arbre de soufflante (20) entraînant le rotor de soufflante (9), et configuré pour entraîner l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (10, 11), dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) et la poussée P vérifient le couple de relations suivant : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), à l’intersection (24) entre un bord d’extrémité (21) et un bord d’attaque (23) des aubes du rotor de soufflante (9) ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante (22), mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d’un flux d’air primaire (F1) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer. Système propulsif aéronautique selon la revendication 1, dans lequel le taux de dilution est compris entre 10 et 20. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, les aubes (14) de la soufflante étant des aubes à calage fixe. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel le rapport de réduction du dispositif de réduction de vitesse (19) est préférentiellement supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, encore préférentiellement sensiblement de 3,0. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le diamètre D du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 1.270 m et inférieur ou égal à 3.048 m, préférentiellement supérieur ou égal à 2.159 m et inférieur ou égal à 3.048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2.286 m, le diamètre du rotor de soufflante (9) étant mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) passant par un point d’intersection (24) entre le bord d’extrémité (21) et le bord d’attaque (23) des aubes de soufflante (14). Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, préférentiellement supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, plus préférentiellement inférieur ou égal à 0,27, le rapport moyeu-tête étant défini comme par le rapport R i / R e , où : - R i est un rayon interne du rotor de soufflante (9), mesuré entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le bord d’attaque (23) des aubes (14) de soufflante et la surface aérodynamique d’une plateforme de rotor de soufflante (9) délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9) ; - R e est un rayon externe du rotor de soufflante (9), mesuré entre l’axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) et le point d’intersection (24) entre le bord d’attaque (23) et le bord d’extrémité (21) des aubes (14) de soufflante. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend au moins quatorze aubes (14) et au plus vingt-quatre aubes, préférentiellement au moins seize aubes et au plus vingt-quatre aubes, encore préférentiellement vingt-deux aubes. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le générateur de gaz (3) comprend un corps haute pression et un corps basse pression. Système propulsif aéronautique selon la revendication 8, dans lequel le corps basse pression comprend une turbine basse pression (8), la turbine basse pression (8) présentant au moins trois étages et au plus cinq étages. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 8 et 9, dans lequel le corps basse pression comprend un compresseur basse pression (4), le compresseur basse pression (4) présentant au moins deux et au plus quatre étages. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 8 à 10, dans lequel le corps haute pression comprend un compresseur haute pression (5), le compresseur haute pression (5) comprenant au moins six et au plus onze étages. Aéronef comprenant un système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 11. Procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique, le système propulsif comprenant : - une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14), le rotor de soufflante ayant un diamètre D en mètres et étant configuré pour produire une poussée P en Newtons, - un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11) configuré pour entraîner le rotor de soufflante (9) en rotation, - un dispositif de réduction de vitesse (19) couplant en rotation l’arbre d’entraînement (10, 11) du générateur de gaz (3) et un arbre de soufflante (20) entraînant le rotor de soufflante (9), et configuré pour entraîner l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (10, 11), Le procédé de fabrication comprenant une étape de dimensionnement du rotor de soufflante (9) au cours de laquelle le diamètre D du rotor de soufflante (9) est choisi de sorte à ce que : a. b. où D est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), à l’intersection (24) entre un bord d’extrémité (21) et un bord d’attaque (23) des aubes du rotor de soufflante (9) ; P est la poussée maximale fournie par la soufflante (22), mesurée en conditions statiques, sur banc d’essai, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est le taux de dilution du flux traversant la turbomachine, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d’un flux d’air primaire (F1) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré en conditions statiques, sur banc d’essai, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique et au niveau de la mer.