TURBOMACHINE WITH UNDUCTED TWIN PROPELLERS

The invention concerns an aircraft turbomachine comprising an outer housing (2) delimiting, with an inner hub (3), a flow path (1) for a gas stream in which a low-pressure turbine is arranged, configured to rotate a low-pressure shaft; the turbomachine comprising, in the direction of flow of the gas stream, a first propeller (31); and a second propeller (32) downstream from the first propeller, the first propeller (31) being rotated by the low-pressure shaft and the second propeller being rotated by an electric motor (70), the second propeller (32) further being arranged at a distance of between 1.5 and 4 chord lengths (LC1) from the first propeller (31) defined between the respective pitch axes (A31, A32) of each of the first and second propellers. L'invention concerne une turbomachine d'un aéronef comprenant un carter externe (2) délimitant avec un moyeu interne (3), une veine (1) de circulation d'un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine basse pression configurée pour entraîner en rotation un arbre basse pression; ladite turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une première hélice (31); et une deuxième hélice (32) en aval de la première hélice, la première hélice (31) étant entraînée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice étant entraînée en rotation par un moteur électrique (70), la deuxième hélice (32) étant en outre disposée à une distance comprise entre 1,5 et 4 longueurs de cordes (LC1 ) de la première hélice (31 ) définie entre des axes de calage respectifs (A31, A32) de chacune des première et deuxième hélices.