FR3060061A1

FR3060061A1 - Turbomachine a turbine libre pour aeronef

Info

Publication number: FR3060061A1
Application number: FR1662138A
Authority: FR
Inventors: Rodolphe Jacques Gerard Pouyau Guillaume
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2016-12-08
Filing date: 2016-12-08
Publication date: 2018-06-15
Anticipated expiration: 2036-12-08
Also published as: FR3060061B1

Abstract

Turbomachine pour aéronef, comportant un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur (19) et au moins une turbine (5) reliée au compresseur par un arbre (5a) selon un axe longitudinal (X) de la turbomachine, le générateur de gaz définissant une veine annulaire d'écoulement d'un flux primaire (21), la turbomachine comportant en outre une turbine libre (15) située à une extrémité aval du générateur de gaz, par référence à l'écoulement du flux primaire, et au moins une soufflante (3) entrainée en rotation par un rotor de la turbine libre (15). Le rotor (15a) de la turbine libre comprend un carter entouré solidairement par un engrenage planétaire (7) d'un réducteur (1) à train épicycloïdal, ledit réducteur étant configuré pour entraîner ladite au moins une soufflante (3).

Description

INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE

COURBEVOIE © IntCI⁸ : F 02 K 3/062 (2017.01), F 02 K 3/072, F 02 C 7/36

DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1

©) Date de dépôt : 08.12.16.	© Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES —
(© Priorité :	FR.
	@ Inventeur(s) : POUYAU GUILLAUME, RODOLPHE,
	JACQUES, GERARD.
(43) Date de mise à la disposition du public de la
demande : 15.06.18 Bulletin 18/24.
©) Liste des documents cités dans le rapport de
recherche préliminaire : Se reporter à la fin du
présent fascicule
(© Références à d’autres documents nationaux	® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES.
apparentés :
©) Demande(s) d’extension :	(© Mandataire(s) : GEVERS & ORES Société anonyme.

104) TURBOMACHINE A TURBINE LIBRE POUR AERONEF.

FR 3 060 061 - A1 _ Turbomachine pour aéronef, comportant un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur (19) et au moins une turbine (5) reliée au compresseur par un arbre (5a) selon un axe longitudinal (X) de la turbomachine, le générateur de gaz définissant une veine annulaire d'écoulement d'un flux primaire (21 ), la turbomachine comportant en outre une turbine libre (15) située à une extrémité aval du générateur de gaz, par référence à l'écoulement du flux primaire, et au moins une soufflante (3) entraînée en rotation par un rotor de la turbine libre (15). Le rotor (15a) de la turbine libre comprend un carter entouré solidairement par un engrenage planétaire (7) d'un réducteur (1 ) à train épicycloïdal, ledit réducteur étant configuré pour entraîner ladite au moins une soufflante (3).

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TURBOMACHINE A TURBINE LIBRE POUR AERONEF

DOMAINE DE L’INVENTION [0001] La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines pour aéronef, et en particulier les turbomachines à turbine libre.

ÉTAT DE LA TECHNIQUE [0002] De manière classique et connue en soi, les turbomachines actuelles comprennent généralement un générateur de gaz comportant une chambre de combustion et deux corps : un corps basse pression et un corps haute pression. Chaque corps est traversé par un même flux d’air, généralement appelé flux primaire notamment dans le cas d’une turbomachine à double flux, et est composé d’un compresseur, situé en amont de la chambre de combustion (dans le sens de circulation des gaz) et d’une turbine de puissance située en aval de la chambre de combustion. Classiquement, le corps basse pression entraîne en rotation une soufflante. Un arbre haute pression relie le rotor du compresseur haute pression au rotor de la turbine haute pression. Un arbre basse pression relie le rotor du compresseur basse pression au rotor de la turbine basse pression et à celui de la soufflante. Cet arbre basse pression passe classiquement à l’intérieur de l’arbre haute pression, ce qui oblige de concevoir un arbre haute pression à relativement fort diamètre, et impose notamment la présence de roulements inter-arbres, de lubrification associées, etc.

[0003] La présente invention a notamment pour but de supprimer un de ces arbres, de préférence l’arbre basse pression, par la modification de l’architecture de la turbomachine et en particulier par une modification de la position de la soufflante dans celle-ci.

EXPOSÉ DE L’INVENTION [0004] A cet effet, l’invention concerne une turbomachine pour aéronef, comportant :

- un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur et au moins une turbine reliée au compresseur par un arbre selon un axe longitudinal de la turbomachine, le générateur de gaz définissant une veine annulaire d’écoulement d’un flux primaire,

- une turbine libre située à une extrémité aval du générateur de gaz, par référence à l’écoulement du flux primaire, et

- au moins une soufflante entraînée en rotation par un rotor de la turbine libre, caractérisée en ce que le rotor de la turbine libre comprend un carter entouré solidairement par un engrenage planétaire d’un réducteur à train épicycloïdal, ledit réducteur étant configuré pour entraîner ladite au moins une soufflante.

[0005] Ainsi, la soufflante est entraînée directement par la turbine libre et il n’y a pas besoin d’un deuxième arbre classiquement présent dans une turbomachine, qui peut ainsi ne comporter qu’un seul arbre ou corps. La turbomachine peut donc être du type monocorps. Par ailleurs, comme la turbine libre et la soufflante sont liées par un réducteur à train épicycloïdal, cette architecture permet de découpler la soufflante et la turbine libre et favorise l’obtention d’une turbomachine à fort taux de dilution (type UHBR). De plus, cette architecture permet la conception d’une turbomachine compacte en longueur et permet un gain en masse non négligeable de par l’absence du deuxième arbre et des différents systèmes associés (roulements, etc.). Cette architecture permet également de reculer globalement le centre de gravité de la turbomachine et ainsi de modifier les charges sur le pylône de l’aéronef la portant.

[0006] La turbomachine selon l’invention peut par ailleurs comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :

- la soufflante comprend des aubes solidaires d’une couronne externe du réducteur à train épicycloïdal qui comprend en outre un porte-satellites fixe,

- la soufflante comprend des aubes solidaires d’un porte-satellites du réducteur à train épicycloïdal qui comprend en outre une couronne externe fixe,

- la soufflante est entourée par une nacelle, et le porte-satellites est fixé à un carter de stator de la turbomachine comportant des bras structuraux situés en amont de la soufflante et s’étendant entre le générateur de gaz et la nacelle, ledit carter de stator étant relié solidairement à un stator de la turbine libre,

- le réducteur à train épicycloïdal comprend une première rangée annulaire de satellites engrenés avec l’engrenage planétaire et configurés pour entraîner une première soufflante, ces satellites étant supportés par un porte-satellites qui supporte une deuxième et une troisième rangées annulaires de pignons configurés pour entraîner une seconde soufflante contrarotative par rapport à la première soufflante,

- le réducteur à train épicycloïdal comprend une première rangée annulaire de satellites comprenant chacun un premier pignon engrené avec l’engrenage planétaire et un deuxième pignon solidaire du premier pignon et configuré pour entraîner ladite au moins une soufflante, le diamètre du premier pignon étant différent de celui du deuxième pignon, le premier pignon et le deuxième pignon sont montés solidairement sur un même arbre de satellite qui s’étend sensiblement parallèlement à un axe longitudinal de la turbomachine, le diamètre du premier pignon est supérieur à celui du deuxième pignon,

- le deuxième pignon est disposé en amont du premier pignon,

- l’arbre du générateur de gaz est cinématiquement isolé de toute soufflante de la turbomachine.

BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES [0007] L’invention sera mieux comprise et d’autre détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d’exemples non limitatifs et en référence aux dessins annexés, dan lesquels :

la figure 1 est une vue en perspective d’un réducteur à train épicycloïdal classique ; la figure 2 est une vue en coupe et en perspective d’un réducteur à train épicycloïdal ;

la figure 3 est une vue schématique en coupe transversale d’un réducteur à train épicycloïdal et illustre son fonctionnement ;

la figure 4 est une vue très schématique en coupe transversale d’une turbine libre et d’une soufflante selon un premier mode de réalisation de l’invention ; la figure 5 est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine selon l’invention ;

la figure 6 est une vue très schématique en coupe axiale d’une aube de soufflante montée sur le rotor de turbine libre selon le mode de réalisation de la figure 4 ; la figure 7 est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine selon le mode de réalisation de la figure 4 ;

la figure 8 est une vue schématique en coupe axiale d’une variante de la présente invention ; et la figure 9 est une vue schématique en coupe axiale d’une autre variante de la présente invention.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE [0008] De manière classique, les turbomachines à double flux, notamment celles ayant un haut taux de dilution, comportent un réducteur 1 à train épicycloïdal (voir figures 1 et 2) pour entraîner l’arbre 3a d’une soufflante (non représentée sur les figures 1 et 2). De manière usuelle, le réducteur 1 à train épicycloïdal a pour but de transformer la vitesse de rotation dite rapide de l’arbre 5a d’une turbine de puissance (non représentée sur les figures

I et 2) en une vitesse de rotation plus lente pour l’arbre 3a entraînant la soufflante.

[0009] Un exemple classique de réducteur 1 à train épicycloïdal a été représenté sur les figures 1, 2 et 3. II comporte, par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine autour duquel tourne notamment l’arbre 5a de la turbine de puissance:

classiquement, un planétaire 7, sous la forme d’une roue dentée qui est montée par une liaison cannelée sur l’arbre 5a de turbine, ce planétaire 7 tournant dans un sens de rotation en entraînant le réducteur 1, un porte-satellites 9 portant des satellites 11 (dont trois sont représentés, disposés ici à 120° les uns des autres) par l’intermédiaire de paliers, de manière à tourner autour d’axes Y parallèles à l’axe longitudinal X, les satellites 11 étant formés par des roues dentées s’engrenant autour du planétaire 7, et le porte-satellites pouvant être fixé à un stator, une couronne externe 13 dentée, qui s’engrène avec les satellites 11 et qui peut être maintenue fixe par rapport à la structure de la turbomachine (un stator).

[0010] En référence à la figure 3, où un seul satellite 11 est schématiquement représenté, lors du fonctionnement de la turbomachine, le planétaire 7 est entraîné à une vitesse de rotation déterminée ω1 par l’arbre 5a de turbine. En engrenant à la fois sur le planétaire 7 en rotation et sur la couronne externe 13 (fixe dans cet exemple), les satellites

II sont mis en rotation à une vitesse ω2 autour de la droite Y au centre de leur palier et entraînent le porte-satellites 9. Cet entraînement se traduit par une rotation à une vitesse ω3 autour de l’axe X. Les vitesses de rotation ω2 des satellites 11 et le rapport de réduction entre la vitesse de rotation ω3 du porte-satellites 9 et celle ω1 du planétaire 7, sont déterminés notamment par les proportions entre le rayon R1 du planétaire 7 et les rayons R2 des satellites 11.

[0011] Une des particularités du réducteur 1 à train épicycloïdal est que l’on peut choisir quelle partie est fixe par rapport à la structure de la turbomachine et quelle partie est, au contraire, mise en rotation par rapport à la structure de la turbomachine.

[0012] Dans le cas de la présente invention, dans le premier mode de réalisation (visible sur les figures 4 à 6), la soufflante 3 comprend des aubes solidaires d’une couronne externe 13 mobile d’un réducteur 1 à train épicycloïdal. Ce réducteur 1 comprend un engrenage planétaire 7 solidaire d’un rotor 15a d’une turbine 15, et un porte-satellites 9 fixe par rapport à la structure de la turbomachine, c’est-à-dire fixé à un stator. Dans ce qui suit, l’engrenage planétaire est aussi appelé « planétaire » par souci de concision. Ainsi, c’est la couronne 13 qui est mise en rotation par rapport à la structure de la turbomachine. Plus particulièrement, comme visible sur les figures 4 et 5, les aubes de la soufflante 3 sont placées au droit (dans un plan perpendiculaire de l’axe X) de la turbine libre 15. La turbine libre 15 est composée classiquement d’un rotor 15a et d’un stator 15b. La soufflante 3 et le rotor 15a de la turbine 15 sont reliés mécaniquement par le réducteur 1 à train épicycloïdal. En effet, comme visible sur les figures 4 et 6, le planétaire 7 comprend un engrenage annulaire qui présente un rayon interne suffisamment important pour y intégrer directement la turbine 15 et pour rendre le planétaire 7 solidaire du rotor 15a de la turbine 15, alors que le moyeu de la soufflante 3 est quant à lui lié à la couronne 13 du réducteur 1 à train épicycloïdal. Ainsi, la soufflante 3 est entraînée en rotation par le rotor 15a de la turbine libre

15.

[0013] Dans un second mode de réalisation, non représenté, la soufflante 3 comprend des aubes solidaires du porte-satellites 9 mobile du réducteur 1 à train épicycloïdal, et c’est la couronne externe 13 du réducteur 1 qui est fixe par rapport à la structure de la turbomachine, et donc fixée à un stator.

[0014] Comme représenté sur la figure 7, la turbomachine à double flux selon l’invention comporte, classiquement, un générateur de gaz comprenant une chambre de combustion 17, un compresseur haute pression 19, et une turbine haute pression 5 dont les rotors sont reliés de part et d’autre de la chambre de combustion 17 par un arbre 5a s’étendant le long de l’axe longitudinal X de la turbomachine. La turbine 17 et le compresseur 19 sont qualifiés de haute pression, leurs rotors formant un corps haute pression. Pour autant, la turbomachine représentée ici ne comprend pas de corps basse pression. La turbomachine peut alors être considérée du type à monocorps.

[0015] La turbomachine est du type à double flux. Une première veine annulaire d’écoulement de gaz, définie au sein du générateur de gaz, permet l’écoulement d’un flux d’air primaire 21 qui alimente la chambre de combustion 17. Une deuxième veine annulaire est délimitée extérieurement par une nacelle 23 s’étendant autour du générateur de gaz. Cette deuxième veine annulaire d’écoulement permet l’écoulement d’un flux d’air secondaire 25 qui est généré et accéléré par la soufflante 3. Un ensemble annulaire de capots, également appelé IFS pour l’acronyme anglais de « Inner Fan Structure », forme l’enveloppe extérieure 10 du générateur de gaz et délimite intérieurement la veine d’écoulement du flux d’air secondaire 25. Cet IFS 10 est schématisé sur la figure 7 par une droite formant la génératrice d’une paroi tronconique sur 360° autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine, étant entendu qu’une génératrice à profil courbe peut aussi convenir.

[0016] Par ailleurs, la turbomachine comporte, à l’extrémité aval (par référence à l’écoulement des flux primaire 21 et secondaire 25) du générateur de gaz (et donc de la turbine haute pression 5) une turbine libre 15. La turbine libre 15 peut toutefois être considérée comme une turbine basse pression en ce qu’elle est disposée en aval de la turbine haute pression. Le rotor de la turbine basse pression n’est toutefois pas relié à un rotor de compresseur basse pression, sa rotation est donc utilisée essentiellement pour entraîner en rotation au moins une soufflante.

[0017] Autour de cette turbine libre 15 est agencée la soufflante 3, qui est par ailleurs entourée de la nacelle 23. II n’y a donc pas de compresseur basse pression ni de soufflante en amont de la chambre de combustion 17 et de ce fait, pas d’arbre basse pression. C’est donc bien la turbine libre 15 qui comprend le rotor 15a solidaire du planétaire 7 du réducteur 1 à train épicycloïdal et qui est configurée pour entraîner la soufflante 3. La soufflante et le réducteur s’étendent sensiblement dans un même plan transversal à l’axe longitudinal X.

[0018] Le porte-satellites 9 est fixé à un carter de stator 27 de la turbomachine. Ce carter de stator 27 comprend en général deux viroles annulaires s’étendant l’une autour de l’autre et reliées entre elles par des bras s’étendant entre le générateur de gaz et la nacelle 23. II permet, avec un carter d’entrée 29 de forme similaire au carter 27 et une pièce structurante aval 31 également de forme similaire au carter 27, de structurer la turbomachine. En effet, les carters 27, 29 et la pièce structurante 31 sont nécessaires pour supporter le corps haute pression 5, 5a, 19 et la turbine libre 15. L’ IFS 10 peut également avoir un rôle structurant pour relier rigidement le carter d’entrée 29 au carter de stator 27 de la turbomachine. Dans l’exemple représenté, les viroles internes du carter 23 et de la pièce structurante 31 sont reliées entre elles par le rotor de la turbine libre 15, et leurs viroles externes sont reliées à la nacelle 23. La turbomachine comporte également des paliers 33 permettant de caler et guider les différents rotors 5a, 15a par rapport aux différents stators 15b, 27, 29 correspondants. Par ailleurs, le carter de stator 27 porte non seulement le portesatellites 9 du réducteur 1 à train épicycloïdal, mais également le stator 15b de la turbine libre 15.

[0019] Du fait du déplacement vers l’aval de la soufflante 3 par rapport à la technologie antérieure, le centre de gravité de la turbomachine est reculé vers l’aval, caractéristique bénéfique pour le dimensionnement des moyens de suspension (non représentées) de la turbomachine au pylône 35 de l’aile 36 de l’aéronef.

[0020] Lorsque la turbomachine est mise en marche, le flux d’air primaire 21 est aspiré par le compresseur haute pression 19 dans la première veine annulaire d’écoulement. II est comprimé dans le compresseur haute pression 19 avant de pénétrer dans la chambre de combustion 17 où il est mélangé à du carburant, classiquement du kérosène, et brûlé. En sortie de la chambre de combustion 17, le flux primaire 21 se détend et entraîne les rotors de la turbine 5 et de la turbine libre 15. Ceci se traduit par un entraînement du rotor du compresseur 19 (relié à la turbine haute pression 5 par l’arbre 5a) ainsi que du planétaire 7 du réducteur 1 à train épicycloïdal solidaire du rotor 15a de la turbine libre 15. Le planétaire 7 entraîne les satellites 11 qui entraînent quant à eux la couronne externe 13 du réducteur 1. La couronne externe 13 étant solidaire du moyeu de la soufflante 3, la soufflante 3 est mise en mouvement autour de l’axe X. L’entraînement de la soufflante 3 permet de générer le flux d’air secondaire 25 et de fournir, en général, la majeure poussée de la turbomachine.

[0021] Dans un troisième mode de réalisation, présenté en figure 8, le réducteur 1 à train épicycloïdal comprend deux soufflantes 3, 3’. Une première rangée annulaire de satellites 11 engrenés avec le planétaire 7 du réducteur 1 sont configurés pour entraîner la première soufflante 3, comme expliqué précédemment. Ces satellites 11 sont supportés par un porte-satellites 9 (fixé au carter de stator 27, par exemple) qui supporte une deuxième et une troisième rangées annulaires de pignons 11’, 11” configurés pour entraîner une seconde couronne 13’ solidaire du moyeu de la seconde soufflante 3’. L’ajout d’une troisième rangée de pignons 11” engrenés entre la deuxième rangée de pignons 11’ et la seconde couronne 13’ permet l’inversion du sens de rotation de la seconde couronne 13’ par rapport à celui de la première couronne 13. Ainsi, dans l’exemple illustré, les première et seconde soufflantes 3, 3’ sont configurées pour tourner autour d’un même axe dans des sens contraires afin de former une turbomachine à soufflantes contra-rotatives.

[0022] Le quatrième mode de réalisation présenté ci-dessous, permet d’augmenter le rapport de réduction entre le régime de rotation de la soufflante 3 et celui de la turbine libre

15. En effet, le fait de rendre le stator 15b de la turbine 15 solidaire du planétaire 7 exige un diamètre relativement grand de celui-ci et de fait, le rapport de réduction est limité avec l’utilisation d’un train épicycloïdal classique. Ainsi, dans le quatrième mode de réalisation présenté sur la figure 9, le réducteur 1 à train épicycloïdal comprend une première rangée annulaire de satellites 11 de grande taille engrenés avec le planétaire 7, solidaire du rotor 15a de la turbine libre 15 (non représentée sur la figure 9). L’un au moins de ces satellites 11 de grande taille comporte un premier pignon 37 solidaire d’un arbre de satellite 39 mobile par rapport à l’ensemble de la turbomachine. Cet arbre de satellite 39 est muni d’un deuxième pignon 41 qui est configuré pour entraîner la couronne externe 13 solidaire du moyeu de la soufflante 3. Le deuxième pignon 41 est disposé en amont du premier pignon 37. Le premier pignon 37 et le deuxième pignon 41 sont ainsi montés solidairement sur le même arbre 39 de satellite s’étendant sensiblement parallèlement à l’axe longitudinal (X) de la turbomachine.

[0023] La couronne 13 est guidée en rotation par l’intermédiaire d’un premier palier

33a porté à l’amont par le carter de stator 27 et d’un second palier 33b porté à l’aval par la pièce structurante 31. L’arbre de satellites 39 est quant à lui mobile en rotation par l’intermédiaire de deux paliers situés à ses extrémités amont et aval et portés respectivement au carter de stator 27 et à la pièce structurante 31 .Comme on peut le voir sur la figure 9, le diamètre du premier pignon 37 est supérieur à celui du deuxième pignon 41.

Ceci permet, de manière classique et connue en soi, l’obtention d’un plus fort rapport de réduction. En effet, dans les autres modes de réalisations, le diamètre du planétaire 7 étant relativement grand, son nombre de dents relativement élevé, le rapport de réduction reste limité sur un train épicycloïdal classique.

[0024] Dans tous les modes de réalisations précédemment décrits, l’arbre 5a du générateur de gaz est cinématiquement isolé de toute soufflante de la turbomachine. En d’autres termes, aucune soufflante de la turbomachine n’est entraînée directement ou indirectement par l’arbre qui relie la turbine haute pression au compresseur du générateur de gaz. La disposition d’une soufflante additionnelle entraînée par cet arbre reste possible, mais serait pénalisante en termes de masse supplémentaire et de consommation de carburant.

Claims

REVENDICATIONS

1. Turbomachine pour aéronef, comportant :

- un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur (19) et au moins une turbine (5) reliée au compresseur par un arbre (5a) selon un axe longitudinal (X) de la turbomachine, le générateur de gaz définissant une veine annulaire d’écoulement d’un flux primaire (21),

- une turbine libre (15) située à une extrémité aval du générateur de gaz, par référence à l’écoulement du flux primaire (21 ), et

- au moins une soufflante (3) entraînée en rotation par un rotor (15a) de la turbine libre (15), caractérisée en ce que le rotor (15a) de la turbine libre (15) comprend un carter entouré solidairement par un engrenage planétaire (7) d’un réducteur (1) à train épicycloïdal, ledit réducteur (1) étant configuré pour entraîner ladite au moins une soufflante (3).
2. Turbomachine selon la revendication précédente, dans laquelle la soufflante (3) comprend des aubes solidaires d’une couronne (13) externe du réducteur (1) à train épicycloïdal qui comprend en outre un porte-satellites (9) fixe.
3. Turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle la soufflante (3) comprend des aubes solidaires d’un porte-satellites (9) du réducteur (1) à train épicycloïdal qui comprend en outre une couronne (13) externe fixe.
4. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 et 2, dans laquelle la soufflante (3) est entourée par une nacelle (23), et le porte-satellites (9) est fixé à un carter de stator (27) de la turbomachine comportant des bras structuraux situés en amont de la soufflante (3) et s’étendant entre le générateur de gaz et la nacelle (23), ledit carter de stator (27) étant relié solidairement à un stator (15b) de la turbine libre (15).
5. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le réducteur (1) à train épicycloïdal comprend une première rangée annulaire de satellites (11) engrenés avec l’engrenage planétaire (7) et configurés pour entraîner une première soufflante (3), ces satellites (11) étant supportés par un porte-satellites (9) qui supporte une deuxième et une troisième rangées annulaires de pignons (11’, ίο

11”) configurés pour entraîner une seconde soufflante (3’) contrarotative par rapport à la première soufflante (3).
6. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le

5 réducteur (1) à train épicycloïdal comprend une première rangée annulaire de satellites (11) comprenant chacun un premier pignon (37) engrené avec l’engrenage planétaire (7) et un deuxième pignon (41) solidaire du premier pignon (37) et configuré pour entraîner ladite au moins une soufflante (3), le diamètre du premier pignon (37) étant différent de celui du deuxième pignon (41).

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7. Turbomachine selon la revendication 6, dans laquelle le premier pignon (37) et le deuxième pignon (41) sont montés solidairement sur un même arbre (39) de satellite qui s’étend sensiblement parallèlement à un axe longitudinal (X) de la turbomachine.

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8. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 6 et 7, dans laquelle le diamètre du premier pignon (37) est supérieur à celui du deuxième pignon (41 ).
9. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans laquelle le deuxième pignon (41 ) est disposé en amont du premier pignon (37).
10. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l’arbre (5a) du générateur de gaz est cinématiquement isolé de toute soufflante (3) de la turbomachine.

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15b Fig. 6

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LO

CM

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