FR3039206A1 - Turbomachine pour aeronef comportant une turbine libre dans le flux primaire - Google Patents

Abstract

L'invention concerne une turbomachine pour un aéronef, comportant, d'amont en aval suivant le sens d'un écoulement principal dans la turbomachine, au moins un générateur de gaz (2a, 2b) configuré pour conduire un flux primaire formé de l'ensemble des gaz desdits générateurs et une turbine de puissance (3) alimentée par ladite veine centrale (4), ladite turbine de puissance (3) entraînant au moins une soufflante (7, 8) et lesdits au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) étant disposés de manière à laisser un volume libre autour d'un axe (XX) de la veine centrale caractérisée en ce qu'elle comporte un rotor de turbine libre (15), installé dans la veine centrale (4), découplé de la turbine de puissance (3) et configuré pour transformer une partie de l'énergie du flux primaire en puissance mécanique sur un arbre rotatif auxiliaire (18), configuré pour être couplé à au moins un équipement auxiliaire et sortant de la veine centrale en direction dudit volume libre. L'invention concerne également un aéronef utilisant cette turbomachine, notamment en pointe arrière de son fuselage (1).

Description

Turbomachine pour aéronef comportant une turbine libre dans le flux primaire

Domaine de l’invention et état de la technique :

La présente invention se rapporte notamment au domaine des turbomachines pour des aéronefs tels que des avions, notamment civils, ayant des soufflantes contrarotatives de propulsion placées en aval de la partie générateur des gaz entraînant la partie turbine de puissance couplée auxdites soufflantes. Elle concerne plus particulièrement des moyens intégrés à une telle turbomachine pour fournir de la puissance mécanique à des équipements auxiliaires, notamment une génératrice d’électricité.

Le type de turbomachine concerné se retrouve, par exemple, dans une architecture d’aéronef proposée dans la demande de brevet FR-A1-2 997 681. Dans ce cas, la turbomachine est intégrée dans le prolongement du fuselage en aval de celui-ci, en vue de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant de l’aéronef en limitant la traînée aérodynamique par absorption de la couche limite.

Dans une telle architecture, un aéronef est propulsé par une turbomachine à soufflantes contrarotatives carénées, la turbomachine étant intégrée à l’arrière du fuselage de l’aéronef. Généralement, la turbomachine comprend au moins deux générateurs de gaz qui alimentent une turbine de puissance ayant deux rotors contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes disposées en aval des générateurs de gaz. Les générateurs de gaz ont des entrées d’air latérales distinctes pour alimenter chacun d’eux.

En aval des générateurs de gaz, les soufflantes sont disposées dans le prolongement du fuselage de l’aéronef et généralement alimentées par une couronne annulaire reliée à ce dernier, de manière à absorber une partie au moins de la couche limite formée autour du fuselage. Le diamètre des soufflantes est de l’ordre de celui du fuselage dans sa plus grande section. La vitesse de rotation des soufflantes est généralement plus basse que pour des turbomachines classiques, notamment pour que la vitesse en tête d’aube soit subsonique..

Comme pour d’autres types d’appareils, il existe un besoin d’utiliser la turbomachine pour entraîner des équipements auxiliaires, comme par exemple une génératrice d’électricité pour l’aéronef. Notamment lorsque la puissance prélevée est relativement importante, il est connu de coupler les équipements à entraîner à une turbine de puissance entraînant les rotors de soufflante, plutôt qu’au générateur de gaz afin de ne pas perturber le fonctionnement de ce dernier. Le document FR-A1-2941492 montre notamment une architecture intégrée, où un générateur électrique dont le rotor est centré sur l’axe de la turbomachine et est entraîné en rotation par l’une des turbines de puissance.

Les solutions évoquées ci-dessus peuvent poser des problèmes dans le cas d’une turbomachine intégrée en pointe arrière d’un fuselage, telle qu’elle a été décrite, car la turbine de puissance se trouve à l’extrémité arrière de l’aéronef. Il y a dans ce cas peu de carters fixes pouvant servir de support à un équipement intermédiaire, en arrière de la partie moteur ou au niveau de la nacelle entourant les soufflantes. Par ailleurs, cette architecture de propulseur libère de la place dans la pointe arrière du fuselage qu’il est souhaitable d’utiliser.

La présente invention a pour objet de proposer une solution à l’entraînement d’équipements auxiliaires, notamment une génératrice de courant, dans le cas de l’architecture particulière d’un propulseur avec une turbine de puissance disposée dans le prolongement d’un fuselage ou, plus généralement, après une veine amenant à la turbine les gaz du flux primaire.

Exposé de l’invention : A cet effet, l’invention concerne une turbomachine pour un aéronef, comportant, d’amont en aval suivant le sens d’un écoulement principal dans la turbomachine, au moins deux générateurs de gaz, une veine centrale configurée pour conduire un flux primaire formé de l’ensemble des gaz desdits générateurs et une turbine de puissance alimentée par ladite veine centrale, ladite turbine de puissance comportant au moins un rotor entraînant au moins une soufflante et lesdits au moins deux générateurs de gaz étant disposés de manière à laisser un volume libre autour d’un axe de la veine centrale caractérisée en ce qu’elle comporte un rotor de turbine libre, installé dans la veine centrale, découplé de la turbine de puissance et configuré pour transformer une partie de l’énergie du flux primaire en puissance mécanique sur un arbre rotatif auxiliaire, configuré pour être couplé à au moins un équipement auxiliaire et sortant de la veine centrale en direction dudit volume libre.

La notion d’équipement auxiliaire fait référence, dans ce document, à un équipement ne participant pas directement à la production d’une poussée par la turbomachine mais qui, en assurant des fonctions, telles que production d’électricité ou mise en circulation de fluides, participe au fonctionnement soit de la turbomachine directement soit de l’aéronef plus généralement. L’installation du rotor intermédiaire dans la veine centrale, de manière découplée de la turbine de puissance, permet de faire fonctionner ce rotor intermédiaire dès que le ou les générateurs de gaz fonctionnent, indépendamment des conditions de fonctionnement de l’étage de propulsion, animé par la turbine de puissance. De plus, le positionnement du rotor intermédiaire en amont de la turbine de puissance peut permettre de renvoyer la puissance récupérée sur l’arbre auxiliaire vers le volume laissé libre en amont de la turbine de puissance par le fait que les générateurs de gaz sont écartés. Cela est particulièrement intéressant pour une architecture telle que décrite en introduction, pour laquelle il est difficile d’installer un équipement en aval de la turbine ou dans la nacelle.

De préférence, ledit axe de la veine centrale est aligné avec celui de la turbine de puissance. Cela permet de positionner l’équipement auxiliaire dans le volume libre qui se trouve en amont de la turbine. Par ailleurs, dans le cas d’une turbomachine installée dans le prolongement du fuselage arrière de l’aéronef, cela permet d’utiliser la structure de l’aéronef pour installer cet équipement auxiliaire dans un carter fixe, ce qui simplifie l’installation.

Avantageusement, le rotor de turbine libre est agencé de manière à améliorer l’homogénéité du flux primaire avant d’entrer dans la turbine de puissance. En effet, contrairement à d’autres rotors de turbines, le rotor de turbine libre est ici conçu pour tirer du flux primaire la puissance juste nécessaire au fonctionnement de l’équipement auxiliaire et laisser la partie principale de la puissance pour la turbine de puissance qui se trouve en aval. Cela laisse le moyen de concevoir les aubes du rotor de turbine libre de manière à tirer parti de leur rotation dans le flux primaire pour le mélanger. Cela est particulièrement intéressant dans le cas où la veine centrale collecte les gaz de plusieurs générateurs de gaz qui doivent s’homogénéiser le plus possible avant d’entrer dans la turbine de puissance.

Des premiers moyens redresseurs peuvent êtres installés dans le flux primaire, en amont du rotor de turbine libre et agencés de manière à améliorer le rendement dudit rotor de turbine libre. Lesdits premiers moyens redresseurs peuvent être formés par un agencement spécifique de carters d’échappement des générateurs de gaz, en entrée de la veine primaire, ou par une couronne d’aubes radiales dans la veine centrale.

De manière conjuguée ou indépendante, des deuxièmes moyens redresseurs du flux primaire peuvent être aussi agencés en aval du rotor de turbine libre, de manière à améliorer le rendement du rotor de turbine libre. Ces deuxièmes moyens peuvent être formés par un agencement spécifique d’un distributeur en entrée de la turbine de puissance.

Avantageusement, ladite turbomachine comporte ledit au moins un équipement auxiliaire, par exemple une génératrice de courant électrique, disposé dans ledit volume libre laissé par les générateurs de gaz autour de l’axe.

De préférence, un rotor dudit équipement auxiliaire est centré sur un axe de la turbine de puissance.

De manière encore plus préférentielle, la turbomachine est configurée de telle sorte que le rotor de la génératrice de courant électrique tourne à la même vitesse que le rotor intermédiaire de turbine L’invention concerne également un aéronef propulsé par une turbomachine telle que décrite précédemment, la veine centrale de ladite turbomachine étant intégrée à l’arrière d’un fuselage de l’aéronef et la turbine de puissance étant dans le prolongement de celui-ci, ladite turbine de puissance comportant deux rotors de turbine contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes contrarotatives et disposées en périphérie extérieure de la turbine de puissance.

Avantageusement, la partie de la veine centrale dans laquelle est disposé le rotor de turbine libre est entourée par le fuselage de l’aéronef.

De préférence également, l’équipement auxiliaire entraîné par le rotor de turbine libre est à l’intérieur du fuselage.

Avantageusement, dans ledit aéronef, la turbomachine comporte des entrées d’air distinctes pour alimenter chaque générateur de gaz.

Brève description des figures :

La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d’un aéronef équipé d’une turbomachine selon un mode de réalisation l’invention ; - la figure 2 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d’un aéronef équipé d’une turbomachine selon une ou plusieurs variantes du mode de réalisation de la figure 1 ; - la figure 3 montre schématiquement une coupe circonférentielle partielle d’une couronne d’aubes dans un rotor de turbine utilisé par l’invention ; et - la figure 4 présente schématiquement un agrandissement de la partie A des figures 1 et 2, sur un exemple particulier d’équipement concerné par l’invention.

Description d’un mode de réalisation : L’invention s’applique en particulier à un aéronef tel qu’un avion comportant une turbomachine du type de celle représentée sur la figure 1.

Comme représenté sur la figure 1, la turbomachine est centrée sur l’axe longitudinal XX du fuselage 1 de l’aéronef. Cette turbomachine comprend, d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins deux générateurs de gaz distincts 2a, 2b alimentant simultanément une unique turbine de puissance 3. La turbomachine est installée à l’extrémité avale du fuselage 1 de l’aéronef.

Dans ce document, les dénominations axiales et radiales se réfèrent à l’axe XX du fuselage et de la turbomachine. De même, les termes amont et aval se réfèrent à la direction de l’écoulement principal le long de cet axe.

De façon connue en soi, chaque générateur de gaz 2a, 2b comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine (non représentés sur les figures).

Chaque générateur de gaz 2a, 2b est logé à l’intérieur d’une veine d’écoulement primaire 3a, 3b. Des entrées d’air distinctes 4a, 4b sont prévues pour ces veines 3a, 3b afin d’alimenter chaque générateur de gaz 2a, 2b. Sur l’exemple présenté, les entrées d’air 4a, 4b sont reliées au fuselage 1 de l’aéronef, en amont des générateurs de gaz 2a, 2b, et leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 1. Elles absorbent ainsi une partie de la couche limite formée autour du fuselage 1 de l’aéronef. Dans une autre configuration, non représentée, les entrées d’air latérales alimentant chacun des générateurs de gaz peuvent être, au contraire, écartées du fuselage 1 de l’aéronef, de manière à minimiser ce phénomène d’absorption de la couche limite et à faciliter le fonctionnement des générateurs de gaz. Il est également envisageable d’utiliser plus de deux générateurs de gaz, par exemple trois pour alimenter la turbine de puissance 3.

De préférence, les deux veines d’écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent sur l’axe longitudinal XX et forment entre elles un V ouvert vers l’amont, dont l’angle d’ouverture est de préférence compris entre 80° et 120°.

Les deux veines d’écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent dans une veine primaire centrale 4 qui alimente la turbine de puissance 3. Un mélangeur (non représenté sur les figures) est de préférence positionné au niveau de la zone de convergence des deux veines 3a, 3b, logeant les générateurs de gaz 2a, 2b. Ce mélangeur a pour fonction de mélanger les flux gazeux issus des deux générateurs de gaz 2a, 2b pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 4.

La turbine de puissance 3, qui est alimentée par ce flux primaire en sortie de la veine centrale 4, est munie de deux rotors 5, 6 de turbine contrarotatifs pour entraîner de façon contrarotative deux rotors de soufflante 7, 8. Ces rotors de turbine 5, 6 sont coaxiaux et centrés sur l’axe longitudinal XX. Ils tournent autour d’un carter intérieur 9 fixé à la structure de l’aéronef.

Ici, un premier rotor 5 de turbine correspond à des aubes liées à un corps tubulaire 5a séparant la veine d’écoulement primaire, dans la turbine de puissance 3, de la veine d’écoulement secondaire, dans laquelle se trouvent les rotors de soufflante 7,8. Les aubes et le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 sont reliées aux paliers de support du rotor 5 sur le carter intérieur 9 par des bras support 10 qui traversent la veine primaire en amont de la turbine de puissance 3.

Sur le même exemple, le deuxième rotor 6 correspond à des aubes liées à une paroi radialement intérieure de la veine primaire dans la turbine 3 et intercalées longitudinalement entre les aubes du premier rotor 5.

En aval de la turbine de puissance 3, la partie radialement interne du deuxième rotor 6 se prolonge par un corps central 11. D’autre part, elle est reliée, par des bras support 12, à un anneau 13 de support des aubes du rotor de soufflante aval 8. De plus, cet anneau 13 prolonge le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 et comporte une extension vers l’arrière, de façon à former, avec le corps central 11, une tuyère d’éjection primaire, en sortie de la turbine de puissance 3.

Sur l’exemple présenté, un premier rotor de soufflante 7, amont, est positionné au niveau de l’entrée de la turbine de puissance 3. Elle est reliée au premier rotor 5 de la turbine de puissance 3 au niveau des bras 10 qui soutiennent en amont le corps extérieur cylindrique 5a. Ce rotor de soufflante amont 7 tourne donc à la même vitesse que le premier rotor 5 de la turbine de puissance 3.

Sur le même exemple, le deuxième rotor de soufflante 8, aval, est positionné au niveau de la sortie de la turbine de puissance 3. Elle est reliée au deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3 au niveau de l’anneau de support 13 et des bras 12 qui le soutiennent. Ce rotor de soufflante aval 8 tourne donc à la même vitesse que le deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3.

Les deux soufflantes 7, 8 sont carénées par une nacelle 14 fixée à la structure de l’aéronef. Cette nacelle 14 peut être fixée, par exemple, à l’empennage vertical de l’aéronef, non représenté sur les figures. Les soufflantes présentent un diamètre externe D qui est proche du diamètre externe le plus élevé du fuselage 1 de l’aéronef. L’air entrant dans les soufflantes 7, 8 étant en partie composé de la couche limite du fuselage de l’aéronef, la vitesse en entrée est peu élevée par rapport à des soufflantes classiques de turbomachine et la vitesse en sortie est également plus basse à taux de compression identique, ce qui améliore les performances propulsives et acoustiques de ces soufflantes. Par ailleurs, l’important diamètre externe D des soufflantes 7, 8 entraîne que leur vitesse de rotation, comme celle des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3, restera également peu élevée par rapport à une turbomachine classique.

Selon l’invention, un rotor intermédiaire de turbine 15, centré sur l’axe XX, est placé dans la veine centrale 4. Le rotor intermédiaire de turbine 15 comporte des aubes radiales 16 fixées à un moyeu central 17. Le diamètre extérieur des aubes radiales 16 est généralement sensiblement égal au diamètre interne de la veine centrale 4, en laissant un jeu avec les parois pour permettre une rotation libre.

Le rotor intermédiaire de turbine 15 est conçu de manière à fonctionner comme une turbine libre dans le flux primaire. Pour cela, comme illustré sur la figure 3, les aubes radiales 16 sont disposées en couronne autour du moyeu central 17 et leur profil axial est agencé de telle sorte que le flux primaire F se détende dans le passage inter-aubes. Ce faisant, les forces aérodynamiques sur les aubes entraînent le rotor à une vitesse de rotation ω, dans un sens défini par le profil des aubes 16, comme illustré sur la figure 3.

Avantageusement, le rotor intermédiaire de turbine 15 est conçu pour délivrer une puissance donnée fonction de sa vitesse de rotation ω, pour une gamme de régimes de fonctionnement des générateurs de gaz 2a, 2b. Cette puissance ne représente qu’un faible pourcentage de l’énergie du flux primaire, dont le reste est utilisé par la turbine de puissance 3.

Le rotor intermédiaire de turbine 15 installé dans la veine centrale 4 est solidaire d’un arbre rotatif auxiliaire 18 qui le maintient dans la veine centrale, en rotation autour de l’axe XX. Ici, l’arbre auxiliaire 18 n’a pas de lien avec l’un ou l’autre des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3. Son extrémité arrière peut se situer sensiblement au niveau du rotor intermédiaire de turbine 15. Par contre, l’arbre auxiliaire 18 se prolonge vers l'avant en traversant la veine centrale 4 au niveau de la confluence entre les arrivées de gaz provenant des deux générateurs de gaz 2a, 2b. Il est donc de préférence maintenu, à la structure de l’aéronef ou à un carter de la turbomachine, par des paliers à ce niveau.

Comme on peut le voir sur la figure 1, les générateurs de gaz 2a, 2b libèrent un volume devant la veine centrale 4 car ils s’écartent pour rejoindre les entrées d’air 4a, 4b qui sont placées latéralement sur le fuselage 1. Ce volume est utilisé ici, au moins en partie, pour installer un équipement 19 apte à absorber la puissance fournie par rotor intermédiaire de turbine 15.

Bien que l’on ne cherche à récupérer qu’une faible partie de la puissance du flux primaire, plusieurs variantes sont ici envisageables pour améliorer le rendement du rotor intermédiaire de turbine 15 et pour minimiser ses perturbations sur la turbine de puissance 3.

Selon une première variante, les carters d’échappement 20 des générateurs de gaz 2a, 2b, sont conformés pour orienter les gaz qui en sortent à la manière de redresseurs d’une turbine, au niveau de leur entrée dans la veine centrale 4. Ces carters d’échappement 20 peuvent par exemple comporter des grilles conformées notamment pour rediriger les gaz selon l’axe XX de manière homogène. De cette manière, les aubes 17 du rotor intermédiaire de turbine 15 peuvent être optimisées pour travailler dans un flux homogène.

Selon une deuxième variante, une couronne 21 d’aubes de stator est installée en amont du rotor intermédiaire de turbine 15. Les aubes y sont agencées pour redresser le flux primaire de manière similaire à celles d’un distributeur devant un étage rotor dans une turbine classique. Cette variante permet de minimiser la perte d’énergie due à la mise en rotation du flux primaire au passage du rotor intermédiaire de turbine 15.

Selon une troisième variante, des moyens redresseurs sont placés en aval du rotor intermédiaire de turbine 15, notamment en vue de fournir un écoulement adapté aux rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3. Sur l’exemple présenté à la figure 2, ces moyens comportent des aubes fixes 22 installées dans la partie divergente du distributeur des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3.

Il est également possible de combiner ces différentes variantes.

On notera par ailleurs que le rotor de turbine libre étant conçu pour tirer une partie minime de la puissance du flux primaire, celle juste nécessaire au fonctionnement de l’équipement auxiliaire, cela laisse le moyen de concevoir, par des méthodes connues de l’homme du métier, les aubes du rotor de turbine libre de manière à tirer parti de leur rotation dans le flux primaire pour le mélanger et favoriser l’homogénéisation des gaz des générateurs qui sont collectés dans la veine centrale, avant d’entrer dans la turbine de puissance.

Selon un autre aspect de l’invention, en référence à la figure 4, l’équipement 19 absorbant la puissance de l’arbre auxiliaire peut être une génératrice de courant électrique.

Comme on peut le voir sur la figure 4, l’arbre auxiliaire 18 est de préférence creux. Avantageusement il est également ouvert à son extrémité aval. Cela permet le passage de servitudes 23 vers l’aval de la veine centrale 4, par exemple des conduites d’huile ou des tringles de commande de la turbine de puissance 3 et/ou des soufflantes 7, 8. L’extrémité amont de l’arbre auxiliaire 18 ici maintenue libre en rotation dans un carter fixe 24 par des paliers de roulements 25, 26.

Avantageusement, la génératrice de courant électrique 19 est formée dans le carter fixe 24 par un rotor 27, solidaire de l’arbre auxiliaire 18, et par un stator 28, fixé à des parois du carter fixe 24 et entourant le stator 27. Des contacts glissants, non représentés, permettent d’envoyer le courant créé par la rotation du rotor 27 vers un circuit électrique de l’aéronef.

Dans un mode de réalisation préféré, le rotor intermédiaire de turbine 15 et la génératrice de courant 19 sont conçus pour que le rotor intermédiaire de turbine 15 tourne à une vitesse compatible avec les caractéristiques de fonctionnement de la génératrice 19. Cela évite d’alourdir l’ensemble avec un réducteur entre la génératrice 19 de courant électrique et le rotor intermédiaire de turbine 15.

Il est cependant possible d’envisager une transmission par engrenages entre le rotor intermédiaire de turbine 15 et la génératrice 19. Des engrenages complémentaires peuvent également être envisagés pour entraîner d’autres équipements auxiliaires. L’invention a été présentée de manière préférentielle dans le cas d’une turbomachine intégrée à la pointe arrière d’un fuselage 1 d’un aéronef, avec deux générateurs de gaz 2a, 2b placés latéralement. Dans cette configuration, l’invention exploite avantageusement l’existence d’un volume libre à l’intérieur du fuselage 1 de l’aéronef entre les générateurs de gaz 2a, 2b, la structure de l’aéronef étant agencée pour permettre d’installer un équipement dans ce volume libre. Cependant, un rotor intermédiaire de turbine 15 récupérant une partie de l’énergie du flux primaire avant la turbine de puissance 3 peut être installé plus généralement dans le cas où le turboréacteur comporte une veine centrale 4 primaire entre plus de deux générateurs de gaz et la turbine de puissance.

Claims (10)

1. Revendications

   1. Turbomachine pour un aéronef, comportant, d’amont en aval suivant le sens d’un écoulement principal dans la turbomachine, au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b), une veine centrale (4) configurée pour conduire un flux primaire formé de l’ensemble des gaz desdits générateurs et une turbine de puissance (3) alimentée par ladite veine centrale (4), ladite turbine de puissance (3) entraînant au moins une soufflante (7, 8) et lesdits au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) étant disposés de manière à laisser un volume libre autour d’un axe (XX) de la veine centrale caractérisée en ce qu’elle comporte un rotor de turbine libre (15), installé dans la veine centrale (4), découplé de la turbine de puissance (3) et configuré pour transformer une partie de l’énergie du flux primaire en puissance mécanique sur un arbre rotatif auxiliaire (18), configuré pour être couplé à au moins un équipement auxiliaire et sortant de la veine centrale en direction dudit volume libre.
2. 2. Turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle ledit axe (XX) de la veine centrale est aligné avec celui de la turbine de puissance (3).
3. 3. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le rotor de turbine libre (15) est agencé de manière à améliorer l’homogénéité du flux primaire avant d’entrer dans la turbine de puissance (3).
4. 4. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle des premiers moyens redresseurs (20, 21) sont installés dans le flux primaire, en amont du rotor de turbine libre (15) et agencés de manière à améliorer le rendement dudit rotor de turbine libre (15).
5. 5. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, comportant ledit au moins un équipement auxiliaire, par exemple une génératrice (19) de courant électrique, disposé dans ledit volume libre laissé par les générateurs de gaz autour de l’axe (XX).
6. 6. Turbomachine selon la revendication précédente, dans laquelle un rotor (27) dudit équipement auxiliaire (19) est centré sur un axe (XX) de la turbine de puissance (3).
7. 7. Aéronef propulsé par une turbomachine selon l’une des revendications 1 à 6, la veine centrale (4) de ladite turbomachine étant intégrée à l’arrière d’un fuselage (1) de l’aéronef et la turbine de puissance (3) étant dans le prolongement de celui-ci, ladite turbine de puissance (3) comportant deux rotors (5, 6) de turbine contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes contrarotatives (7, 8) et disposées en périphérie extérieure de la turbine de puissance (3).
8. 8. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel la partie de la veine centrale (4) dans laquelle est disposé le rotor de turbine libre (15) est entourée par le fuselage (1) de l’aéronef.
9. 9. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel l’équipement auxiliaire (19) entraîné par le rotor de turbine libre (15) est à l’intérieur du fuselage.
10. 10. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel la turbomachine comporte des entrées d’air (4a, 4b) distinctes pour alimenter chaque générateur de gaz (2a, 2b).