FR2951502A1 - Architecture de turbomachine ameliorant l'admission d'air - Google Patents

Abstract

Turbomachine pour aéronef, comprenant au moins une hélice (26, 28) comportant un carter annulaire aérodynamique (52, 66), depuis lequel des pales (58, 74) s'étendent en saillie radialement vers l'extérieur, et un moyeu interne (42, 44) raccordé au carter (52, 66) par des bras de liaison (50, 64), la turbomachine (24) comprenant un générateur de gaz (30) monté en aval de l'hélice (26, 28) pour son entraînement, une entrée d'air (88) pour alimenter une veine primaire (37) du générateur de gaz, et un canal annulaire de circulation d'air (76) délimité extérieurement par une surface interne (54, 68) du carter aérodynamique (52, 66) de l'hélice et intérieurement par le moyeu interne (42, 44) de l'hélice, et qui est traversé par les bras de liaison (50, 64).

Description

ARCHITECTURE DE TURBOMACHINE AMELIORANT L'ADMISSION D'AIR

DESCRIPTION 5 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines pour aéronefs, et concerne plus particulièrement l'entrée d'air des turbomachines, telles que les turboréacteurs ou turbopropulseurs 10 d'avion, comportant une hélice montée en amont d'un générateur de gaz et travaillant en traction. L'invention concerne en particulier, mais non exclusivement, les turbomachines du type comportant un couple d'hélices contrarotatives non carénées, 15 couramment appelé « open rotor ». Dans ce qui suit, le terme hélice est utilisé indifféremment pour désigner une hélice de turbopropulseur ou de turbomachine à « open rotor » ou pour désigner une roue de soufflante de turboréacteur. 20 ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans les turbomachines comprenant une hélice travaillant en traction et entraînée par un générateur de gaz du type comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, 25 l'air pénètre par une entrée d'air, située en aval de l'hélice, dans une veine annulaire d'écoulement d'un flux primaire du générateur de gaz, parfois appelée veine primaire, en s'écoulant autour du cône d'entrée de la turbomachine et du moyeu de l'hélice. 2 Toutefois, l'agencement de l'entrée d'air de ces turbomachines en aval de leur hélice présente des inconvénients. En effet, en cas de vol sous incidence, une partie de l'entrée d'air risque d'être masquée par le moyeu de l'hélice et par son cône d'entrée. De plus, du bruit peut être généré par des interactions entre le bruit provoqué par l'aspiration de l'air dans l'entrée d'air d'une part, et le sillage de l'hélice d'autre part. En outre, en phase d'inversion de poussée, lorsque l'inversion de poussée se fait par inversion du calage des pales, la rotation de l'hélice tend à aspirer l'air hors de l'entrée d'air précitée, et à empêcher ainsi un fonctionnement correct du générateur de gaz. Par ailleurs, la section transversale de l'entrée d'air doit avoir sensiblement la même superficie que la section de la veine primaire au niveau du premier étage de compresseur traversé par l'air s'écoulant dans cette veine primaire. Dans le cas d'hélices ou de soufflantes qui présentent un moyeu de diamètre plus grand que le diamètre interne de la section de la veine primaire au niveau du premier étage de compresseur précité, l'entrée d'air doit ainsi être déportée radialement vers l'extérieur par rapport à la veine primaire, et l'étendue radiale de l'entrée d'air doit être réduite en conséquence pour vérifier l'égalité des surfaces mentionnée ci-dessus. 3 Au-delà d'un certain diamètre de moyeu d'hélice, l'étendue radiale de l'entrée d'air ne peut pas être réduite davantage sous peine de dégrader considérablement les conditions d'admission de l'air dans la veine primaire et donc le fonctionnement du générateur de gaz. Dans ce cas, on utilise habituellement une entrée d'air localisée circonférentiellement autour de l'axe longitudinal de la turbomachine, ayant généralement la forme d'un lobe, et raccordée à la veine primaire de la turbomachine par un conduit coudé. Lorsqu'une seule entrée d'air de ce type n'est pas suffisante, notamment pour certaines turbomachines à hélices contrarotatives telles que celle représentée très schématiquement sur la figure 1, on prévoit habituellement deux entrées d'air 10 et 12 symétriques par rapport à l'axe de ces turbomachines, raccordées à la veine primaire 14 du générateur de gaz par deux conduits coudés 16, 18 respectifs également symétriques, selon une configuration parfois appelée bilobée. Or, le déport radial important de ces entrées d'air, et le fait que celles-ci ne soient pas axisymétriques, induisent une distorsion du flux d'air qui s'écoule dans les conduits coudés correspondants et qui est destiné à alimenter la veine primaire du générateur de gaz de ces turbomachines, ce qui conduit à une perte considérable d'efficacité. De plus, en cas de vol sous incidence, une 30 entrée d'air de ce type risque de se trouver 4 entièrement masquée par le moyeu 20 de l'hélice ou des hélices et par le cône d'entrée 22 de la turbomachine. D'une manière générale, les entrées d'air du type décrit ci-dessus sont en outre particulièrement exposées à l'ingestion de corps étrangers risquant d'endommager gravement le générateur de gaz. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter au moins une partie des inconvénients précités. Elle a pour objet une turbomachine pour aéronef, telle qu'un turbopropulseur ou une turbomachine du type à « open rotor », ou encore un turboréacteur, dont la ou les hélices travaillent en traction, et dont l'entrée d'air a une forme de révolution autour d'un axe longitudinal de la turbomachine et est agencée en amont de la ou des hélices de la turbomachine.

L'invention propose à cet effet une turbomachine pour aéronef, comprenant au moins une hélice destinée à être mise en rotation autour d'un axe longitudinal de la turbomachine et comportant un carter annulaire aérodynamique centré sur cet axe, une pluralité de pales s'étendant en saillie radialement vers l'extérieur depuis une surface externe de ce carter, et un moyeu interne centré sur l'axe, la turbomachine comprenant en outre un générateur de gaz monté en aval de l'hélice pour l'entraînement de cette dernière, une entrée d'air pour alimenter en air une veine annulaire d'écoulement d'un flux d'air primaire dans le générateur de gaz, et des moyens de raccord de ladite entrée d'air à ladite veine annulaire. Selon l'invention, les moyens de raccord précités comprennent un canal annulaire de circulation 5 d'air qui est centré sur l'axe de la turbomachine, délimité extérieurement par une surface interne du carter annulaire aérodynamique de l'hélice et intérieurement par le moyeu interne de l'hélice, et qui est traversé par des bras de liaison reliant ledit moyeu interne audit carter annulaire aérodynamique de l'hélice. Le carter aérodynamique de l'hélice remplit un rôle aérodynamique en ce que ses surfaces externe et interne permettent de guider deux flux d'air respectifs, l'un traversé par les pales de l'hélice et l'autre alimentant la veine primaire du générateur de gaz. L'invention permet donc de guider l'air destiné à alimenter la veine primaire du générateur de gaz dans un canal annulaire s'étendant autour de l'axe longitudinal de la turbomachine, sous les pales de l'hélice, et dont l'extrémité amont peut ainsi former une entrée d'air ayant, vue en section transversale, une forme de révolution autour de l'axe longitudinal précité, ce qui permet notamment de limiter les distorsions du flux d'air destiné à alimenter la veine primaire du générateur de gaz. Lorsque le carter aérodynamique de l'hélice s'étend vers l'amont au-delà d'un cône d'entrée de la turbomachine, l'entrée d'air est de forme circulaire, tandis que lorsqu'un tel cône d'entrée s'étend au même 6 niveau ou au-delà dudit carter vers l'amont, cette entrée d'air est de forme annulaire. Dans tous les cas, l'agencement du canal annulaire de circulation d'air radialement à l'intérieur par rapport au carter aérodynamique de l'hélice permet de limiter le déport de l'entrée d'air radialement vers l'extérieur. L'invention permet ainsi un découplage entre le dimensionnement du carter aérodynamique précité, notamment de son diamètre externe, d'une part, et la configuration de l'entrée d'air destinée à alimenter la veine primaire du générateur de gaz d'autre part. Or, le carter aérodynamique de l'hélice peut remplir un rôle structural, notamment en intégrant des moyens de support des pales de l'hélice, de sorte que le dimensionnement de ce carter peut directement conditionner le dimensionnement global de l'hélice, c'est-à-dire notamment le diamètre externe et le nombre de pales de celle-ci. Il en résulte que l'invention permet de rendre le dimensionnement de l'hélice de la turbomachine, notamment celui de ses pales, indépendant de la configuration de l'entrée d'air.

En particulier, l'invention permet d'augmenter le nombre de pales de l'hélice par rapport aux turbomachines de type connu, et de réduire en conséquence la hauteur et la corde de ces pales, ce qui permet notamment d'augmenter le rendement de l'hélice tout en limitant la masse des pales et donc l'impact d'une éventuelle rupture de pale accidentelle. 7 De plus, l'invention rend possible un positionnement de l'entrée d'air à l'extrémité amont de la turbomachine et non pas en aval de l'hélice, ce qui permet d'éviter les perturbations du flux d'air destiné à alimenter le générateur de gaz de la turbomachine, que ce soit en phase de fonctionnement normal de la turbomachine ou en phase d'inversion de poussée. Cela permet, de surcroît, de réduire l'encombrement longitudinal de la turbomachine par rapport aux turbomachines de type connu, et donc de limiter la traînée de la turbomachine. En outre, la forme axisymétrique de l'entrée d'air permet de réduire considérablement l'impact de l'effet de masquage de cette entrée d'air dans des conditions de vol sous incidence, par rapport aux entrées d'air de l'art antérieur. Enfin, l'invention permet de réduire l'interaction entre le bruit provoqué par l'aspiration de l'air dans le canal de circulation d'air précité et le sillage de l'hélice, du fait de l'éloignement relatif entre l'entrée d'air et l'hélice. Le carter aérodynamique de l'hélice intègre avantageusement un dispositif de réglage du pas de l'hélice, agencé entre la surface externe et la surface interne de ce carter. Un tel dispositif, connu en soi, permet d'adapter l'incidence des pales de l'hélice aux différentes phases de vol de l'aéronef. La turbomachine comprend avantageusement une structure statique interne amont sur laquelle l'hélice est montée en rotation, et qui est reliée à un 8 carter annulaire externe du générateur de gaz par des bras structuraux traversant ladite veine annulaire du générateur de gaz. Ces bras structuraux permettent une bonne transmission des efforts mécaniques entre la structure statique interne amont et le carter annulaire externe du générateur de gaz. Les bras structuraux précités sont de préférence régulièrement répartis autour de l'axe de la 10 turbomachine. L'invention rend ainsi possible une transmission d'efforts bien répartie autour de l'axe de la turbomachine, entre la structure supportant les hélices en rotation à l'amont de la turbomachine et le 15 carter annulaire externe du générateur de gaz à l'aval de cette turbomachine. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la turbomachine comprend un canal d'éjection de débris dont une extrémité amont est 20 raccordée au canal de circulation d'air précité et dont une extrémité aval débouche radialement vers l'extérieur en aval du carter aérodynamique de l'hélice. Le canal d'éjection permet de protéger la 25 veine primaire du générateur de gaz contre l'introduction dans cette veine d'éventuels corps étrangers circulant dans le canal annulaire de circulation d'air. Sous l'effet d'une force centrifuge communiquée à de tels corps étrangers par contact de 30 ceux-ci contre le moyeu interne en rotation de l'hélice ou contre les bras de liaison, également en rotation, 9 reliant ce moyeu au carter aérodynamique de l'hélice, ces corps étrangers peuvent être projetés radialement vers l'extérieur et pénétrer ainsi dans le canal d'éjection de débris, pour être finalement éjectés hors de la turbomachine, au lieu de pénétrer dans la veine primaire. Le canal d'éjection de débris est de préférence de forme annulaire et centré sur l'axe longitudinal de la turbomachine. Ses extrémités amont et aval forment ainsi des ouvertures continues circonférentiellement. En variante, le canal d'éjection peut être de forme annulaire au niveau de son extrémité amont raccordée au canal de circulation d'air, et se diviser vers l'aval en une pluralité de canaux de sortie disjoints. De cette manière, la section de sortie du canal d'éjection, qui correspond à la somme des sections des extrémités aval des canaux de sortie précités, peut être sensiblement égale à la section d'entrée de ce canal d'éjection, ou même être inférieure à cette dernière. Cela permet d'accroître la vitesse d'écoulement de l'air en sortie du canal d'éjection, et donc d'améliorer la capacité de ce dernier à éjecter d'éventuels corps étrangers. La turbomachine comprend de préférence un bec annulaire de séparation s'étendant en sortie du canal de circulation d'air et séparant la veine d'écoulement du canal d'éjection de débris.

Ce bec annulaire étant ainsi disposé dans le flux d'air circulant dans le canal annulaire de 10 circulation d'air, il permet de séparer ce flux en une partie destinée à alimenter la veine primaire et une partie destinée à s'échapper dans le canal d'éjection de débris.

Le bec annulaire est avantageusement formé à l'extrémité amont du carter annulaire externe précité du générateur de gaz. La turbomachine comprend de préférence un cône d'entrée agencé à l'extrémité amont du moyeu interne de l'hélice et destiné au guidage de l'air entrant dans le canal de circulation d'air précité. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la turbomachine comprend deux hélices contrarotatives, respectivement amont et aval, destinées à être mises en rotation autour de l'axe longitudinal de la turbomachine par le générateur de gaz de celle-ci, et comportant chacune un carter annulaire aérodynamique centré sur cet axe, une pluralité de pales s'étendant en saillie radialement vers l'extérieur depuis une surface externe de ce carter, et un moyeu interne centré sur ledit axe et raccordé au carter aérodynamique par des bras de liaison, le carter aérodynamique de l'hélice amont coopérant à étanchéité au niveau de son extrémité aval avec l'extrémité amont du carter aérodynamique de l'hélice aval de sorte que l'entrée d'air de la turbomachine soit positionnée en amont de l'extrémité amont du carter aérodynamique de l'hélice aval. L'invention est en effet avantageusement appliquée à une turbomachine du type à « open rotor », 11 comprenant deux hélices contrarotatives de grande dimension. La coopération à étanchéité des carters aérodynamiques respectifs des deux hélices permet d'assurer l'étanchéité du canal annulaire de circulation d'air s'étendant au droit de ces deux carters, et ainsi de positionner l'entrée d'air de la turbomachine sensiblement au niveau de l'extrémité amont de cette dernière.

Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la structure statique interne amont précitée supporte lesdites hélices contrarotatives en rotation et comprend un carter externe d'un réducteur à train épicycloïdal destiné à l'entraînement de ces hélices contrarotatives. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1, déjà décrite, est une vue schématique partielle en perspective d'une turbomachine pour aéronef d'un type connu ; la figure 2 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine pour aéronef selon un mode de réalisation préféré de l'invention. 12 EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES La figure 2 illustre une turbomachine d'avion 24 comprenant un couple d'hélices contrarotatives, respectivement amont 26 et aval 28, ces hélices étant montées en amont d'un générateur de gaz 30 et travaillant donc en traction. Ce type de turbomachine est parfois désigné par l'expression anglaise « open rotor puller ». Sur la figure 2, la flèche 32 illustre la direction de l'écoulement principal des gaz au sein de la turbomachine, cette direction étant contraire à la direction d'avancement de l'avion sous l'action de la poussée de la turbomachine. Les termes « amont » et « aval » utilisés dans l'ensemble de la présente description sont à considérer par rapport à ladite direction d'écoulement 32. D'une manière connue en soi, le générateur de gaz 30 comprend, de l'amont vers l'aval, un compresseur basse-pression 34, un compresseur haute pression 36, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine de pression intermédiaire (non visibles sur la figure 2). Le compresseur basse pression 34 et la turbine de pression intermédiaire sont reliés mécaniquement par un premier arbre pour former un corps de faible pression, tandis que le compresseur haute pression 36 et la turbine haute pression sont reliés mécaniquement par un deuxième arbre pour former un corps de pression plus élevée. Une turbine libre de puissance est montée en aval de la turbine de pression intermédiaire précitée pour entraîner, sous l'effet de la pression 13 des gaz provenant de la turbine de pression intermédiaire, les hélices 26 et 28 par l'intermédiaire d'un troisième arbre (également non visible sur la figure 2.

Les compresseurs, la chambre de combustion et les turbines du générateur de gaz délimitent conjointement une veine annulaire 37 d'écoulement d'un flux primaire de la turbomachine, couramment appelée veine primaire, d'une manière bien connue.

L'entraînement des hélices 26 et 28 est par exemple assuré par un réducteur à train épicycloïdal 38 dont le planétaire, centré sur l'axe longitudinal 40 de la turbomachine, est relié par le troisième arbre précité à la turbine libre de puissance, dont la couronne est reliée à un moyeu interne 42 de l'hélice aval 28, et dont le porte satellite est relié à un moyeu interne 44 de l'hélice amont 26. Le moyeu interne 42 de l'hélice aval 28 comporte une surface aérodynamique radialement externe 46 qui prolonge vers l'amont une surface externe amont 48 d'un carter 49 du réducteur 38. Ce moyeu interne 42 intègre une pluralité de bras de liaison obliques 50 répartis autour de l'axe 40 de la turbomachine et reliant le moyeu 42 à un carter annulaire aérodynamique 52 de l'hélice 28. Le carter aérodynamique 52 comporte une surface interne 54 et une surface externe 56, toutes deux de révolution autour de l'axe 40 de la turbomachine, et intègre des moyens 60 de support des pales 58 de l'hélice 28, qui comprennent avantageusement un dispositif de réglage du pas de 14 cette hélice, d'un type connu, pour adapter l'incidence des pales 58 au régime de fonctionnement de la turbomachine. D'une manière analogue, le moyeu interne 44 de l'hélice amont 26 comporte une surface aérodynamique radialement externe 62 qui prolonge vers l'amont la surface aérodynamique 46 du moyeu 42 de l'hélice aval, et intègre une pluralité de bras de liaison obliques 64 le reliant à un carter annulaire aérodynamique 66 de l'hélice 26. Le carter aérodynamique 66 comporte une surface interne 68 et une surface externe 70, de révolution autour de l'axe 40 de la turbomachine et prolongeant respectivement vers l'amont les surfaces interne 54 et externe 56 du carter aérodynamique 52 de l'hélice aval 28. Ce carter aérodynamique 66 intègre des moyens 72 de support des pales 74 de l'hélice 26, qui sont par exemple semblables aux moyens de support 60 décrits ci-dessus.

La turbomachine comprend un canal annulaire de circulation d'air 76 délimité intérieurement par les surfaces aérodynamiques respectives 46 et 62 des moyeux 42 et 44 des hélices 28 et 26, ainsi que par un cône d'entrée 78 s'étendant à l'extrémité amont du moyeu 44 de l'hélice amont 26. Ce canal de circulation d'air 76 est délimité extérieurement par les surfaces internes respectives 54 et 68 des carters aérodynamiques 52, 66 des hélices 28 et 26. En particulier, le cône d'entrée 78 étant décalé vers l'aval par rapport à l'extrémité amont 80 du carter aérodynamique 66 de l'hélice amont 26, cette 15 extrémité 80 forme une manche d'entrée pour le canal de circulation d'air 76. Le canal de circulation d'air 76 communique avec une entrée de la veine primaire 37 du générateur de gaz 30, cette entrée étant délimitée intérieurement par une surface externe aval tronconique 82, à section convergeant vers l'aval, du carter 49 du réducteur mécanique 38 d'entraînement des hélices, et extérieurement par une partie d'extrémité amont 84, évasée vers l'amont, d'un carter externe 86 du compresseur basse pression 34 du générateur de gaz 30. L'extrémité amont du canal de circulation d'air 76 forme ainsi une entrée d'air 88 pour l'alimentation en air de la veine primaire 37, à laquelle cette entrée est raccordée au moyen du canal de circulation 76. Selon la terminologie utilisée ci-dessus, le carter 49 du réducteur mécanique 38 fait partie d'une structure statique interne amont de la turbomachine, sur laquelle les hélices 26 et 28 sont montées en rotation. Par ailleurs, la surface interne 54 du carter aérodynamique 52 de l'hélice aval 28 comporte une partie aval 90 évasée vers l'aval et délimitant extérieurement un canal annulaire 92 d'éjection de débris. Ce canal d'éjection 92 est délimité intérieurement par une paroi tronconique 94 à section divergeant vers l'aval, qui est raccordée à son extrémité amont à l'extrémité amont de la partie amont 84 du carter externe 86 du compresseur basse pression 34, pour former un bec annulaire 95 de 16 séparation du canal d'éjection 92 et de la veine primaire 37. Le canal d'éjection de débris 92 débouche radialement vers l'extérieur, en aval du carter aérodynamique 52 de l'hélice aval 28, et présente une ouverture de sortie continue circonférentiellement. En outre, la partie amont 84 du carter externe 86 du compresseur basse pression 34 est reliée par des bras structuraux 96 au carter 49 du réducteur mécanique 38.

En fonctionnement, le flux d'air destiné à alimenter la veine primaire 37 du générateur de gaz 30 pénètre dans la turbomachine par l'entrée d'air 88 puis s'écoule vers l'aval dans le canal de circulation d'air 76, comme symbolisé par la flèche 98, jusqu'à ce que ce flux soit séparé par le bec annulaire 95 en une partie radialement interne 100, déviée vers l'intérieur de la veine primaire 37, et une partie radialement externe 102, déviée radialement vers l'extérieur dans le canal d'éjection de débris 92.

En cas d'ingestion accidentelle d'un corps étranger dans le canal de circulation d'air 76, ce corps peut être percuté par les bras de liaison 50 et 64 des hélices en rotation, et/ou venir en contact avec la surface aérodynamique 46, 62 de l'un des moyeux 42 et 44 des hélices, de sorte que lui est communiquée une force centrifuge de nature à l'éjecter radialement vers l'extérieur et à favoriser ainsi sa déviation vers le canal d'éjection de débris 92. En variante, notamment pour accroitre la vitesse d'écoulement de l'air dans le canal d'éjection 92, ce dernier peut se diviser vers l'aval 17 en une pluralité de canaux de sortie disjoints régulièrement répartis autour de l'axe 40 de la turbomachine. L'invention présente de nombreux avantages, déjà décrits, notamment en termes de qualité de l'alimentation en air du générateur de gaz 30, de réduction du bruit, et aussi de réduction de l'encombrement longitudinal de la turbomachine. Sur ce dernier point, une réduction optimale est rendue possible dans la turbomachine 24 du fait de la géométrie oblique des bras de liaison 50 et 64 des hélices. L'invention n'est bien entendu pas limitée au mode de réalisation décrit ci-dessus en référence à la figure 2, qui illustre l'application de l'invention à une turbomachine à « open rotor ». L'invention peut ainsi être appliquée à un turbopropulseur, ou encore à un turboréacteur, lorsque cela présente un intérêt technique.

Claims (9)

1. REVENDICATIONS1. Turbomachine (24) pour aéronef, comprenant au moins une hélice (26, 28) destinée à être mise en rotation autour d'un axe longitudinal (40) de la turbomachine et comportant un carter annulaire aérodynamique (52, 66) centré sur ledit axe, une pluralité de pales (58, 74) s'étendant en saillie radialement vers l'extérieur depuis une surface externe (56, 70) dudit carter, et un moyeu interne (42, 44) centré sur ledit axe (40), la turbomachine (24) comprenant en outre un générateur de gaz (30) monté en aval de ladite hélice (26, 28) pour l'entraînement de cette dernière, une entrée d'air (88) pour alimenter en air une veine annulaire (37) d'écoulement d'un flux d'air primaire dans le générateur de gaz (30), et des moyens de raccord de ladite entrée d'air (88) à ladite veine annulaire (37), caractérisée en ce que lesdits moyens de raccord comprennent un canal annulaire de circulation d'air (76) qui est centré sur ledit axe (40), délimité extérieurement par une surface interne (54, 68) dudit carter annulaire aérodynamique (52, 66) de l'hélice et intérieurement par ledit moyeu interne (42, 44) de l'hélice, et qui est traversé par des bras de liaison (50, 64) reliant ledit moyeu interne (42, 44) audit carter annulaire aérodynamique (52, 66) de l'hélice.
2. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que le carter aérodynamique (52, 66) de ladite hélice (26, 28) intègre un dispositif (60, 19 72) de réglage du pas de cette hélice, agencé entre ladite surface externe (56, 70) et ladite surface interne (54, 68) de ce carter.
3. 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ledit générateur de gaz (30) comprend un carter annulaire externe (86).
4. 4. Turbomachine selon la revendication 3, caractérisée en ce qu'elle comprend une structure statique interne amont (49), sur laquelle ladite hélice (26, 28) est montée en rotation, et qui est reliée audit carter annulaire externe (86) dudit générateur de gaz (30) par des bras structuraux (96) traversant ladite veine annulaire (37) dudit générateur de gaz (30).
5. 5. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce qu'elle comprend un canal (92) d'éjection de débris dont une extrémité amont est raccordée audit canal de circulation d'air (76) et dont une extrémité aval débouche radialement vers l'extérieur en aval dudit carter aérodynamique (52) de ladite hélice (28).
6. 6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'elle comprend un bec annulaire de séparation (95) s'étendant en sortie dudit canal de circulation d'air (76) et séparant ladite veine d'écoulement (37) dudit canal d'éjection de débris (92). 20
7. 7. Turbomachine selon la revendication 6 combinée à la revendication 3, caractérisée en ce que ledit bec annulaire (95) est formé à l'extrémité amont dudit carter annulaire externe (86) dudit générateur de gaz (30).
8. 8. revendications comprend deux amont (26) et Turbomachine selon l'une quelconque des précédentes, caractérisée en ce qu'elle hélices contrarotatives, respectivement aval (28), destinées à être mises en rotation autour de turbomachine par ledit ci, et comportant aérodynamique (52, 66) l'axe longitudinal (40) de la générateur de gaz (30) de celle-chacune un carter annulaire centré sur ledit axe (40), une pluralité de pales (58, 74) s'étendant en saillie radialement vers l'extérieur depuis une surface externe (56, 70) dudit carter, et un moyeu interne (42, 44) centré sur ledit axe (40) et raccordé audit carter aérodynamique (52, 66) par des bras de liaison (50, 64), le carter aérodynamique (66) de ladite hélice amont (26) coopérant à étanchéité au niveau de son extrémité aval avec l'extrémité amont du carter aérodynamique (52) de ladite hélice aval (28) de sorte que ladite entrée d'air (88) de la turbomachine (24) soit positionnée en amont de l'extrémité amont du carter aérodynamique (52) de ladite hélice aval (28).
9. 9. Turbomachine selon la revendication 8 prise en combinaison avec la revendication 4, caractérisée en ce que ladite structure statique interne amont supporte lesdites hélices contrarotatives (26, 28) en rotation et comprend un21 carter externe (49) d'un réducteur à train épicycloïdal (38) destiné à l'entraînement de ces hélices contrarotatives (26, 28).