Brevet FR3118787A1 — publié le 20220715

L’invention se rapporte à un ensemble propulsif (200) pour aéronef comprenant une turbomachine (1) à double flux équipée d’une soufflante (15), une enveloppe extérieure aérodynamique (5) formant nacelle ainsi qu’un mât d’accrochage, l’ensemble propulsif présentant une veine secondaire (18) délimitée par une surface de délimitation radiale externe (23a) formée par l’enveloppe (5), la turbomachine comportant des aubes de redresseur (30), et le mât d’accrochage (7) comprenant une partie logée dans la veine secondaire, dite partie amont (7b). Selon l’invention, la partie amont (7b) du mât s’étend radialement à partir de la surface de délimitation radiale interne (40a), sur une hauteur radiale de mât (Hm) strictement inférieure à une hauteur radiale totale (Ht) de la veine secondaire (18), et la partie amont (7b) du mât s’étend vers l’aval depuis une partie de pied (62a) de l’une des aubes de redresseur (30). Figure pour l’abrégé : Figure 1. ENSEMBLE PROPULSIF POUR AERONEF COMPRENANT UNE AUBE DE REDRESSEUR INTEGREE A UNE PARTIE AMONT D’UN MAT D’ACCROCHAGE DE HAUTEUR REDUITE La présente invention se rapporte au domaine des ensembles propulsifs pour aéronef. Elle concerne plus particulièrement les ensembles propulsifs comprenant une nacelle de longueur réduite, dite « nacelle courte », comme celle décrite dans le document EP 2 628 919 A1. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Dans un ensemble propulsif comprenant une turbomachine à double flux, il est prévu une veine primaire de circulation des gaz, ainsi qu’une veine secondaire de circulation des gaz délimitée radialement vers l’extérieur par une enveloppe extérieure aérodynamique formant nacelle. La turbomachine comprend généralement une soufflante aspirant une masse d’air qui est ensuite divisée en un flux primaire circulant dans la veine primaire, et en un flux secondaire circulant dans la veine secondaire. Le flux primaire traverse typiquement un ou plusieurs compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une ou plusieurs turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, puis enfin une tuyère d’échappement des gaz. De manière connue, la turbine haute pression entraine en rotation le compresseur haute pression par l’intermédiaire d’un premier arbre, dit arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression entraine en rotation le compresseur basse pression et la soufflante par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, dit arbre basse pression. Afin d’améliorer le rendement propulsif de la turbomachine et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante, il a été proposé des turboréacteurs à taux de dilution augmenté (« bypass ratio » en anglais, qui correspond au rapport entre le débit du flux secondaire (froid), et le débit du flux primaire (chaud) qui traverse le corps primaire). Pour atteindre de tels taux de dilution, la soufflante est découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leurs vitesses de rotation respectives. Habituellement, le découplage est réalisé à l’aide d’un réducteur tel qu’un mécanisme de réduction épicycloïdal, placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et la soufflante. La soufflante devient alors entrainée indirectement par l’arbre basse pression, par l’intermédiaire du mécanisme de réduction et d’un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante, qui est fixé entre le mécanisme de réduction et le moyeu de la soufflante. Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante (« fan pressure ratio » en anglais), et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression. Grâce au mécanisme de réduction, l’arbre basse pression peut ainsi tourner à des vitesses de rotation plus élevées que dans les turboréacteurs conventionnels. Toujours dans les réalisations conventionnelles, la turbomachine est équipée, en aval de la soufflante, d’une rangée annulaire d’aubes de redresseur (également dites aubes directrices de sortie, ou aubes OGV, de l’anglais « Outlet Guide Vanes »). Ces aubes de redresseur sont situées dans la partie froide de la turbomachine, dans la veine secondaire. Elles visent essentiellement à redresser le flux d’air froid en provenance des aubes de soufflante. Dans les configurations d’ensemble propulsif à nacelle courte, le mât d’accrochage de la turbomachine peut être amené à pénétrer en partie dans la veine secondaire, en aval des aubes de redresseur, générant de ce fait des pertes aérodynamiques par frottement, avec un impact négatif sur le rendement global de cet ensemble propulsif. Pour répondre à l’inconvénient mentionné ci-dessus, relatif aux réalisations de l’art antérieur, l’invention a tout d’abord pour objet un ensemble propulsif pour aéronef comprenant une turbomachine à double flux équipée d’une soufflante, une enveloppe extérieure aérodynamique formant nacelle agencée autour de la soufflante, ainsi qu’un mât d’accrochage destiné à assurer la fixation de la turbomachine sur un élément de voilure de l’aéronef, l’ensemble propulsif présentant une veine primaire de circulation des gaz, ainsi qu’une veine secondaire de circulation des gaz délimitée par une surface de délimitation radiale interne ainsi que par une surface de délimitation radiale externe formée par l’enveloppe extérieure aérodynamique, la turbomachine comportant en outre une rangée annulaire d’aubes de redresseur agencées dans la veine secondaire en aval de la soufflante, chaque aube de redresseur s’étendant à travers la veine secondaire en présentant une extrémité de tête raccordée sur l’enveloppe extérieure aérodynamique, ainsi qu’une extrémité de pied raccordée sur la surface de délimitation radiale interne de la veine secondaire, le mât d’accrochage comprenant une partie logée dans la veine secondaire, dite partie amont, ainsi qu’une partie aval agencée en aval d’un bord de fuite de l’enveloppe extérieure aérodynamique, elle-même destinée à être agencée entièrement en amont d’un bord d’attaque de l’élément de voilure. Selon l’invention, la partie amont du mât d’accrochage logée dans la veine secondaire s’étend radialement à partir de la surface de délimitation radiale interne, sur une hauteur radiale de mât strictement inférieure à une hauteur radiale totale de la veine secondaire, et de plus, la partie amont du mât d’accrochage s’étend vers l’aval depuis une partie de pied de l’une des aubes de redresseur. L’invention prévoit ainsi un mât d’accrochage qui ne s’étend que sur une partie de la hauteur radiale de la veine secondaire dans laquelle il pénètre, afin de limiter avantageusement les pertes aérodynamiques par frottement dans cette même veine secondaire. En mesure complémentaire de la précédente, l’invention prévoit l’intégration de la partie de pied de l’une des aubes de redresseur avec la partie amont de ce mât d’accrochage, afin de former une continuité aérodynamique entre ces deux parties, dans la direction axiale. Une telle intégration permet de minimiser encore davantage les pertes aérodynamiques, et également de réduire les hétérogénéités transversales de pression statique (distorsion), remontant depuis l’aval vers la soufflante. La combinaison de ces mesures permet globalement d’améliorer le rendement propulsif de la turbomachine. L’invention prévoit de préférence au moins l’une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. De préférence, la hauteur radiale de mât représente localement par exemple 20 à 70 % de de la hauteur radiale totale de la veine secondaire, et plus particulièrement 30 à 60 % de la hauteur radiale totale de la veine secondaire. Ce pourcentage peut bien évidemment évoluer le long de la partie amont du mât, et donc ne pas rester constant. De préférence, l’aube de redresseur intégrée au mât d’accrochage comporte, radialement vers l’extérieur à partir de la partie amont de ce mât, un bord de fuite libre s’étendant jusqu’à l’enveloppe extérieure aérodynamique. Ce bord de fuite libre s’étend ainsi radialement sur une partie de la hauteur de la veine secondaire complémentaire de la hauteur radiale du mât. De préférence, l’aube intégrée au mât d’accrochage comporte les parties suivantes, se succédant radialement de l’intérieur vers l’extérieur : - la partie de pied intégrée à la partie amont du mât d’accrochage ; - une partie de transition ; et - une partie de tête. Selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention, le bord de fuite de la partie de transition présente une épaisseur transversale qui augmente en allant radialement vers la partie de pied de l’aube intégrée. Cela permet d’obtenir une transition douce entre l’épaisseur habituellement fine du bord de fuite de la partie de tête de l’aube de redresseur intégrée, et l’épaisseur bien plus conséquente du bord de fuite fictif de la partie de pied de cette aube, ce bord de fuite se fondant dans l’extrémité avant du mât d’accrochage. Alternativement, une rupture brutale d’épaisseur pourrait être prévue dans la direction radiale, entre la partie de pied de l’aube intégrée et sa partie de transition, dont l’épaisseur pourrait alors être identique ou similaire à celle de la partie de tête de l’aube. Selon un second mode de réalisation préféré de l’invention, la partie de transition présente une corde de longueur supérieure à celle de la partie de tête. En augmentant localement la longueur de la corde, il est possible de conserver un bord de fuite fin limitant les pertes de culot, tout en prévoyant une épaisseur d’aube plus conséquente en amont de ce bord de fuite, à l’endroit où il se raccorde radialement avec le bord de fuite fictif épais de la partie de pied de cette aube. Cela permet avantageusement de limiter le différentiel d’épaisseur entre la partie pied et la partie de transition de l’aube intégrée, et donc d’adoucir le raccordement avec pour conséquence des gains en termes de performances aérodynamiques. Selon un troisième mode de réalisation préféré de l’invention, ladite partie de transition comprend un bord de fuite tronqué de sorte que la corde de la partie de transition présente une longueur croissante en allant de la partie de pied vers la partie de tête. Ici encore, la solution proposée permet d’adoucir le raccordement entre la partie de pied et la partie de transition de l’aube intégrée, puisque ce raccordement s’effectue à l’endroit où les épaisseurs respectives sont les plus semblables, c’est-à-dire en tout ou partie en amont du bord de fuite fictif épais de la partie de pied de cette aube. La transition radiale d’épaisseur s’avère avantageusement plus douce, avec ici aussi des gains en termes de performances aérodynamiques. De préférence, le rapport entre la longueur axiale totale de l’enveloppe extérieure aérodynamique, et le diamètre de la soufflante, est inférieur à 1,25. Ce rapport illustre une conception de nacelle dite « courte », généralement associée au fait qu’elle n’intègre pas de système d’inversion de poussée. Dans une telle nacelle courte, destinée à se situer en regard axialement et en amont du bord d’attaque de l’élément de voilure, le système d’inversion de poussée est intégré à la soufflante qui présente à cet effet des aubes de soufflantes rotatives à calage variable. Cette architecture dans laquelle la fonction d’inversion de poussée est remplie par la soufflante est connue sous l’appellation « architecture VPF » (de l’anglais « Variable Pitch Fan »). L’invention a également pour objet une partie d’aéronef comprenant un tel ensemble propulsif, ainsi qu’un élément de voilure, l’enveloppe extérieure aérodynamique formant nacelle s’étendant entièrement en amont d’un bord d’attaque de l’élément de voilure. De préférence, une partie supérieure de l’enveloppe se trouve agencée en regard axialement du bord d’attaque de l’aile, et un sommet de l’extérieur de l’enveloppe extérieure aérodynamique s’étend plus haut que l’élément de voilure considéré au droit du raccordement du mât d’accrochage avec ledit élément de voilure. Enfin, l’invention a également pour objet un aéronef comportant au moins une telle partie, et de préférence deux parties intégrant respectivement les deux ailes de l’aéronef. D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d’un ensemble propulsif selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention, le plan de coupe passant par les positions horaires à 12h et 6h du turboréacteur équipant cet ensemble propulsif ; représente une vue de devant de l’ensemble propulsif montré sur la , les aubes de redresseurs ayant été retirées de la veine secondaire pour davantage de clarté, à l’exception de l’une d’elles qui est intégrée au mât, les aubes de soufflante ayant aussi été retirées ; est une vue de dessus d’un aéronef équipé de l’ensemble propulsif montré sur les figures précédentes ; représente une vue en coupe prise le long de ligne IV-IV de la , la ligne IV-IV étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe central longitudinal du turboréacteur, et traversant une portion d’extrémité radialement intérieure d’une partie de transition de l’aube intégrée ; représente une vue en coupe prise le long de ligne V-V de la , la ligne V-V étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe central longitudinal du turboréacteur, et traversant une portion d’extrémité radialement extérieure d’une partie de pied de l’aube intégrée ; représente une vue en coupe prise le long de ligne VI-VI de la ; est une vue en coupe similaire à celle de la , avec l’aube intégrée se présentant sous la forme d’une alternative de réalisation ; est une vue en coupe similaire à celle de la , avec l’aube intégrée se présentant sous la forme de l’alternative de réalisation montrée sur la figure précédente ; représente une vue en coupe prise le long de ligne IX-IX de la ; représente une vue en coupe similaire à celle de la , moins détaillée, et montrant l’ensemble propulsif selon un second mode de réalisation préféré de l’invention ; représente une vue en coupe prise le long de ligne XI-XI de la , la ligne XI-XI étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe central longitudinal du turboréacteur, et traversant une portion d’extrémité radialement intérieure d’une partie de transition de l’aube intégrée ; représente une vue en coupe prise le long de ligne XII-XII de la , la ligne XII-XII étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe central longitudinal du turboréacteur, et traversant une portion d’extrémité radialement extérieure d’une partie de pied de l’aube intégrée ; représente une vue en coupe similaire à celle de la , moins détaillée, et montrant l’ensemble propulsif selon un troisième mode de réalisation préféré de l’invention ; représente une vue en coupe prise le long de ligne XIV-XIV de la , la ligne XIV-XIV étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe central longitudinal du turboréacteur, et traversant une portion d’extrémité radialement intérieure d’une partie de transition de l’aube intégrée ; et représente une vue en coupe prise le long de ligne XV-XV de la , la ligne XV-XV étant parallèle ou sensiblement parallèle à l’axe central longitudinal du turboréacteur, et traversant une portion d’extrémité radialement extérieure d’une partie de pied de l’aube intégrée. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence aux figures 1 et 2, il est représenté une partie 100 d’un aéronef, comprenant un ensemble propulsif 200 ainsi qu’un élément de voilure 202, ici une aile d’aéronef. De préférence, ce sont deux parties 100 qui sont agencées latéralement de part et d’autre du fuselage 204 de l’aéronef 300 montré sur la (un seul des deux ensembles propulsifs 200 étant représenté sur cette ). L’ensemble propulsif 200 comporte un turboréacteur 1 à double flux et à double corps, une enveloppe aérodynamique extérieure 5 formant nacelle, ainsi qu’un mât d’accrochage 7 destiné au montage du turboréacteur 1 sur l’aile 202. Sur les figures, le mât d’accrochage 7 est uniquement représenté avec son contour extérieur formé par un ou plusieurs carénages aérodynamiques. A l’intérieur de ces carénages, il est prévu de manière conventionnelle une structure dite primaire (non représentée), destinée à assurer le transfert des efforts entre le turboréacteur 1 et l’aile 202. Plus précisément, la structure primaire du mât est généralement fixée sur un longeron avant 208 de voilure. En plus de renfermer la structure primaire, les carénages du mât d’accrochage 7 intègrent un certain nombre d’éléments classiques reliant le moteur à l’aéronef, comme des canalisations, des échangeurs de chaleurs, des câbles électriques, des arbres d’entraînement mécanique, des pièces structurales du système de suspension du moteur, etc. Le turboréacteur 1 à double flux et à double corps présente un taux de dilution très élevé, par exemple supérieur à 15. Par conséquent, son diamètre extérieur est élevé, et c’est la raison pour laquelle il est agencé dans une position sensiblement relevée par rapport à l’aile 202 qui le porte, de façon à conserver une garde au sol suffisante malgré le diamètre important. Comme cela est visible sur les figures 1 à 3, l’enveloppe extérieure formant nacelle 5 se situe entièrement en amont par rapport à un bord d’attaque 210 de l’aile 202. A cet égard, il est noté que les termes « amont » et « aval » sont considérés selon une direction principale 14 d’écoulement des gaz au sein du turboréacteur, lorsque celui-ci se trouve en configuration normale de propulsion. Les termes « avant » et « arrière » sont quant à eux employés en relation à une direction opposée à la direction principale d’écoulement des gaz 14. Une partie supérieure de l’enveloppe 5 se trouve agencée en regard axialement du bord d’attaque 210 de l’aile 202, ce qui traduit le caractère surélevé de l’ensemble propulsif 200 à nacelle courte. De plus, un sommet de l’extérieur de l’enveloppe extérieure aérodynamique 5 s’étend plus haut que l’élément de voilure 202 considéré au droit du raccordement du mât d’accrochage 7 avec ledit élément de voilure. Le turboréacteur 1 comporte de façon classique un générateur de gaz 2 de part et d’autre duquel sont agencés un compresseur basse pression 4 et une turbine basse pression 12, ce générateur de gaz 2 comprenant un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 8 et une turbine haute pression 10. Le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 12 forment un corps basse pression, et sont reliés l’un à l’autre par un arbre basse pression 11 centré sur un axe central longitudinal 3 du turboréacteur. De même, le compresseur haute pression 6 et la turbine haute pression 10 forment un corps haute pression, et sont reliés l’un à l’autre par un arbre haute pression 13 également centré sur l’axe 3, et agencé autour de l’arbre basse pression 11. Le turboréacteur 1 comporte par ailleurs, en amont du générateur de gaz 2 et du compresseur basse pression 4, une soufflante 15 unique qui est ici agencée directement à l’arrière d’un cône d’entrée d’air du moteur. La soufflante 15 comporte une couronne d’aubes de soufflante 17 rotatives autour de l’axe 3, cette couronne étant entourée d’un carter de soufflante 9. Les aubes de soufflante 17 sont à calage variable, c’est-à-dire que leur incidence peut être pilotée par un mécanisme de commande 20 agencé au moins en partie dans le cône d’entrée, et conçu pour faire pivoter ces aubes 17 autour de leurs axes longitudinaux respectifs 22. Ce mécanisme de commande 20, de conception connue du type mécanique, électrique, hydraulique, et/ou pneumatique, est lui-même piloté par une unité de commande électronique (non représentée), qui permet d’ordonner la valeur des angles de calage des aubes 17 en fonction des besoins rencontrés, notamment pour exercer la fonction d’inversion de poussée. Comme évoqué ci-dessus, il s’agit ici d’un ensemble propulsif 200 dont la fonction d’inversion de poussée est effectivement intégrée à la soufflante 15, et non à l’enveloppe extérieure formant nacelle 5, comme cela est le plus communément rencontré. Cette enveloppe 5 peut par conséquent présenter une longueur courte en comparaison du diamètre de la soufflante 15. De préférence, le rapport entre la longueur axiale totale « Lt » de l’enveloppe 5, et le diamètre « D » de la soufflante 15, est inférieur à 1, 25. Dans la suite de la description de l’ensemble propulsif 200, il est fait référence à la direction longitudinale X parallèle à l’axe 3 du turboréacteur, et également dénommée direction axiale, à la direction transversale Y également dite direction latérale, et enfin à la direction verticale Z également dite direction de la hauteur, ces trois direction X, Y et Z étant orthogonales entre elles. Il est également fait référence à la direction radiale R, à considérer en rapport à l’axe 3. La soufflante 15, du type VPF, n’est pas entraînée directement par l’arbre basse pression 11, mais seulement entraînée indirectement par cet arbre, via un mécanisme de réduction 24, ce qui lui permet de tourner avec une vitesse plus lente. Néanmoins, une solution à entraînement direct de la soufflante 15, par l’arbre basse pression 11, entre dans le cadre de l’invention. En outre, le turboréacteur 1 définit une veine primaire 16 de circulation des gaz, destinée à être traversée par un flux primaire 16a, ainsi qu’une veine secondaire 18 de circulation des gaz, destinée à être traversée par un flux secondaire 18a situé radialement vers l’extérieur par rapport au flux primaire. Le flux de la soufflante 15 se trouve ainsi divisé au niveau d’un bec 26 de séparation des flux. Comme cela est connu de l’homme du métier, la veine secondaire 18 est délimitée radialement vers l’extérieur en partie par une virole externe 23, intégrée à l’enveloppe 5. La virole 23 est préférentiellement métallique, et elle prolonge vers l’arrière le carter de soufflante 9. Plus précisément, la virole 23 présente intérieurement une surface 23a de délimitation radiale externe de la veine secondaire 18. La virole peut être en alternative à base de composite présentant des fibres de carbone, comme des carters connus de module de soufflante. Dans la direction radiale R entre les deux veines 16, 18, il est prévu un compartiment inter-veines 44 dans lequel sont agencés plusieurs équipements / servitudes 58. Ce compartiment 44 est formé en partie par une virole externe 40, présentant extérieurement une surface 40a de délimitation radiale interne de la veine secondaire 18. En aval de la soufflante 15, dans la veine secondaire 18, il est prévu une rangée annulaire d’aubes de redresseur 30 centrée sur l’axe 3, ces aubes statoriques 30 étant également dites aubes OGV ou aubes directrices de sortie. Une seule de ces aubes 30 est visible sur la , celle spécifique à l’invention. Néanmoins, il est noté que de manière conventionnelle, chacune des aubes 30 de la rangée annulaire traverse l’intégralité de la veine secondaire 18 selon la direction R, même si une légère inclinaison de ces aubes 30 dans la direction X est possible, comme cela a été représenté sur la . Chaque aube de redresseur 30 présente ainsi une extrémité de tête 31 raccordée sur la virole externe 23 de l’enveloppe 5 formant nacelle, de même qu’elle comporte une extrémité de pied 33 raccordée sur la surface 40a de délimitation radiale interne de la veine secondaire 18. Plus précisément, ce raccordement de l’extrémité de pied 33 s’effectue préférentiellement au niveau d’une partie amont de la surface 40a définie par la virole externe 40 du compartiment inter-veines 44, partie au niveau de laquelle il est formé un moyeu de carter intermédiaire 32. De manière connue, les aubes statoriques 30 sont espacées circonférentiellement les unes des autres, et permettent de redresser le flux secondaire après son passage à travers la soufflante 15. De plus, ces aubes 30 peuvent également remplir une fonction structurale, en assurant le transfert des efforts provenant du réducteur 24 et des paliers de roulement des arbres moteur et du moyeu de soufflante, vers la virole extérieure 23. En d’autres termes, l’entité 32 forme le moyeu d’un carter intermédiaire, et ce dernier est complété par des bras radiaux formés par les aubes statoriques 30, et également complété par la virole extérieure 23 sur laquelle sont fixées les extrémités de tête 31 de ces aubes 30. Le compartiment inter-veines 44 est également délimité par une virole interne 42, configurée pour délimiter extérieurement la veine primaire 16 d’écoulement des gaz. Les deux viroles 40, 42 s’étendent vers l’aval à partir du bec de séparation 26, qui les relie. En aval des aubages statoriques 30, il est prévu une pluralité de conduits de décharge d’air 46, répartis autour de l’axe 3. Chaque conduit de décharge 46 s’étend globalement radialement, éventuellement avec une composante axiale allant vers l’aval, en allant de la virole interne 42 à la virole externe 40, de manière à pouvoir faire communiquer la veine primaire 16 avec la veine secondaire 18. Chaque conduit de décharge d’air 46 débouche dans la veine primaire 16 à travers un orifice d’entrée 48 équipé d’une vanne de décharge VBV 50, l’orifice d’entrée 48 étant agencé axialement entre le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 6. De même, chaque conduit de décharge d’air 46 débouche dans la veine secondaire 18, à travers un orifice de sortie 52 équipé d’ailettes de décharge 54. Le mât d’accrochage 7 s’étend sur une hauteur limitée selon la direction radiale R, correspondant également à la direction verticale Z dans la zone où se trouve ce mât. En effet, le mât 7 est conventionnellement agencé dans une position horaire à 12h, en s’étendant en longueur vers l’amont selon la direction X, à partir d’une portion inférieure de l’aile 202, proche du longeron avant 208 et du bord d’attaque 210 de l’aile 202. Le mât d’accrochage 7 comporte une partie aval 7a qui s’étend vers l’avant à partir de l’aile 202, en se raccordant le long de la virole externe 40, sur une longueur importante de celle-ci. Cette partie aval 7a s’étend selon la direction X jusqu’à proximité d’un bord de fuite 35 de l’enveloppe 5 formant nacelle. A partir de ce bord de fuite 35, le mât se poursuit de manière continue par une partie amont 7b qui se trouve intégralement logée dans la veine secondaire 18, toujours en restant raccordée de tout son long sur la virole externe 40 du compartiment inter-veines 44. Ainsi, le mât 7 est fermé radialement vers l’intérieur par la virole externe 40, qu’il épouse de manière continue sur une longueur axiale étendue selon la direction X, pouvant aller du compresseur basse pression 4 voire au-delà de celui-ci vers l’amont, jusqu’à la turbine basse pression 12, voire au-delà de celle-ci vers l’aval. L’une des particularités de l’invention réside donc dans la hauteur réduite de la partie amont 7b du mât 7, selon la direction radiale R correspondant également ici à la direction verticale Z. Par hauteur réduite ou partielle, il est entendu que la partie amont 7b s’étend radialement à partir de la surface 40a sur une hauteur radiale de mât « Hm », strictement inférieure à une hauteur radiale totale « Ht » de la veine secondaire 18. Tout le long de cette partie amont 7b du mât, celle-ci n’est donc jamais au contact de la surface 23a de délimitation radiale externe de la veine secondaire 18. De préférence, la hauteur radiale de mât Hm représente localement 30 à 60 % de la hauteur radiale totale Ht de la veine secondaire 18. De manière plus générale, la hauteur radiale de mât Hm localement représente 20 à 70 % de de la hauteur radiale totale de la veine secondaire. Ce pourcentage n’est pas nécessairement identique tout le long de la partie amont de mât 7b, mais il peut au contraire évoluer localement, toujours en restant de préférence dans l’intervalle de valeurs mentionné ci-dessus. Cette évolution de pourcentage peut s’expliquer par une hauteur radiale de mât Hm assez variable le long de la partie amont 7b, alors que la hauteur radiale totale de veine Ht reste elle sensiblement constante, ou peu variable. A cet égard, il est noté que la ligne de crête 60 du mât 7 est droite ou sensiblement droite, de préférence parallèle ou sensiblement parallèle à la direction X. La hauteur radiale du mât peut être d’environ 50 % de la hauteur radiale totale Ht de la veine secondaire à proximité du bord de fuite 66 de l’aube intégrée 30. De plus, elle peut être de hauteur croissante, par exemple avec courbure de manière continument variable vers l’aval. Une seconde particularité de l’invention réside dans l’intégration de l’une des aubes de redresseur 30 à la partie amont de mât 7b. Il s’agit en effet de l’aube 30 se situant dans la même position horaire que celle du mât 7, et agencée axialement en amont de celui-ci. Au lieu de présenter une discontinuité de matière entre le bord de fuite de cette aube 30, et l’extrémité avant du mât 7, il est donc prévu de les intégrer l’un à l’autre, entraînant ainsi une continuité axiale de matière entre ces deux entités au sein de la veine secondaire 18. Pour ce faire, l’aube de redresseur intégrée 30 comporte les parties suivantes, se succédant radialement de l’intérieur vers l’extérieur. Il s’agit tout d’abord d’une partie de pied 62a intégrée axialement à la partie amont de mât 7b, cette partie de pied 62a comportant l’extrémité de pied 33 raccordée sur la surface de délimitation 40a. Ensuite, l’aube intégrée 30 comporte une partie de transition 62b, puis une partie de tête 62c se terminant par l’extrémité de tête 31 raccordée sur la surface de délimitation 23a. Ainsi, la spécificité de cette aube intégrée 30 réside en premier lieu dans la partie de pied 62a à partir de laquelle s’étend, axialement vers l’aval, la partie amont de mât 7b. En d’autres termes, la partie de pied 62a présente un bord de fuite fictif 64 qui se fond dans l’extrémité avant de la partie amont de mât 7b, puisqu’aucune discontinuité de matière n’est observée entre ces deux entités, selon la direction X. Au niveau de l’intrados et de l’extrados de cet ensemble intégré 62a, 7b, la continuité de matière est réalisée soit par une paroi aérodynamique d’une seule pièce, c’est-à-dire réalisée d’un seul tenant, soit par l’association de plusieurs parois présentant une jonction aérodynamique acceptable, par exemple par recouvrement avec soyage, ou toute autre technique connue dans ce domaine. En revanche, l’aube intégrée 30 présente, radialement vers l’extérieur à partir de la partie amont de mât 7b, c’est-à-dire radialement vers l’extérieur à partir de la partie de pied 62a, un bord de fuite libre 66 s’étendant jusqu’à la surface de délimitation 23a. Le bord de fuite libre 66 correspond ainsi au bord de fuite de la partie de transition 62b et de la partie de tête 62c cumulées. Le bord de fuite fictif 64 de la partie pied 62a s’étend sur la hauteur radiale Hm, tandis que le bord de fuite libre 66 s’étend sur une hauteur correspondant au différentiel entre les hauteurs Ht et Hm. Dans le premier mode de réalisation préféré montré sur les figures 1 et 4 à 6, il est représenté le bord de fuite fictif 64 de la partie de pied 62a avec une épaisseur conséquente selon la direction Y, cette épaisseur « E » référencée sur la étant croissante en allant vers l’aval en direction de la partie amont de mât 7b. Cette épaisseur transversale / latérale E du bord de fuite fictif 64 est largement supérieure à celle du bord de fuite 66 de la partie de transition 62b et de la partie de tête 62c. En effet, le bord de fuite libre 66 de la partie de tête 62c présente une épaisseur conventionnelle « e » particulièrement fine, tandis que le bord de fuite 66 de la partie de transition 62b présente une épaisseur transversale « e’ » variable, qui augmente en allant radialement vers l’intérieur de manière à passer progressivement de la valeur « e » à la valeur « E ». Pour ce faire, deux rayons de raccordement 68 peuvent être respectivement prévus du côté intrados et du côté extrados de la partie de transition 62b, comme cela est le mieux visible sur la . Cela permet d’obtenir une transition douce entre les épaisseurs E,e sensiblement différentes des parties 62a, 62c, pour limiter les pertes aérodynamiques observées au niveau de cette rupture d’épaisseur. Selon une alternative montrée sur les figures 7 à 9, la zone de transition 62b présente un profil identique ou similaire à celui de la partie de tête 62c, impliquant une épaisseur réduite « e » pour son bord de fuite libre 66, identique ou similaire à l’épaisseur du bord de fuite de la partie de tête 62c. Il en résulte une rupture brutale d’épaisseur entre la partie de pied 62a et la partie de transition 62b, comme cela est le mieux visible sur la . Selon un second mode de réalisation préféré représenté sur les figures 10 à 12, la partie de transition 62b présente une corde « C » de longueur supérieure à celle de la partie de tête 62c. Pour ce faire, la partie de transition 62b est équipée d’une extension de bord de fuite 72, par exemple de forme générale triangulaire et agencée de sorte que la corde C présente une longueur axiale croissante an allant radialement de l’intérieur vers l’extérieur, c’est-à-dire de la partie de tête 62c vers la partie de pied 62a. L’extension de bord de fuite 72 présente de préférence une épaisseur transversale se réduisant continuellement en allant vers l’aval, jusqu’au bord de fuite libre 66 de la partie de transition 62b. Une réduction d’épaisseur s’observe également en allant radialement vers l’extérieur, en se rapprochant du bord de fuite libre 66. En augmentant ainsi localement la longueur de la corde C au sein de la partie de transition 62b, il est possible de conserver un bord de fuite libre 66 de faible épaisseur limitant les pertes de culot, tout en prévoyant une épaisseur d’aube plus conséquente en amont de ce bord de fuite 66, à l’endroit où il se raccorde radialement avec le bord de fuite fictif épais 64 de la partie de pied 62a. Cela permet avantageusement de limiter le différentiel d’épaisseur transversale entre les parties 62a, 62b, et donc d’adoucir le raccordement radial, avec pour conséquence des gains en termes de performances aérodynamiques. Selon un troisième mode de réalisation préféré représenté sur les figures 13 à 15, la partie de transition 62b comprend un bord de fuite libre 66 tronqué, par exemple de manière à former une encoche 74 s’ouvrant axialement vers l’aval. Cette encoche 74 dans le bord de fuite 66 est préférentiellement de forme générale triangulaire. Elle peut s’étendre jusque dans la partie de tête 62c, comme cela est visible sur la . La forme retenue pour l’encoche 74 peut être telle que le bord de fuite libre 66 des deux parties successives 62b, 62c soit sensiblement droit, en étant incliné selon la direction X comme cela est également visible sur la , puisque son extrémité radialement extérieure se situe plus en aval que son extrémité radialement intérieure. L’encoche 74 est réalisée de manière à tronquer une portion aval de la partie de transition 62b, de sorte que la corde « C » de cette partie 62b présente une longueur axiale croissante en allant radialement de l’intérieur vers l’extérieur, c’est-à-dire en allant de la partie de pied 62b vers la partie de tête 62c. En d’autres termes, la longueur de corde augmente au fur et à mesure que l’on se rapproche de la partie de tête 62c, jusqu’à retrouver une longueur de corde conventionnelle et identique ou sensiblement identique à celle des autres aubes 30 de la rangée annulaire. Ce troisième mode de réalisation préféré apporte également une solution permettant d’adoucir le raccordement radial entre les parties 62a, 62b, puisqu’il s’effectue à l’endroit où les épaisseurs transversales respectives sont les plus semblables, c’est-à-dire en tout ou partie en amont du bord de fuite fictif épais 64 de la partie de pied 62a, comme le montre clairement l’alignement des figures 14 et 15. Avec une telle configuration, la transition radiale d’épaisseur s’avère avantageusement plus douce, avec ici aussi des gains en termes de performances aérodynamiques. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l’homme du métier à l’invention qui vient d’être décrite, uniquement à titre d’exemples non limitatifs et dont la portée est définie par les revendications annexées. En particulier, les différents modes de réalisation préférés décrits ci-dessus sont combinables entre eux. Ensemble propulsif (200) pour aéronef comprenant une turbomachine (1) à double flux équipée d’une soufflante (15), une enveloppe extérieure aérodynamique (5) formant nacelle agencée autour de la soufflante, ainsi qu’un mât d’accrochage (7) destiné à assurer la fixation de la turbomachine (1) sur un élément de voilure (202) de l’aéronef, l’ensemble propulsif présentant une veine primaire (16) de circulation des gaz, ainsi qu’une veine secondaire (18) de circulation des gaz délimitée par une surface de délimitation radiale interne (40a) ainsi que par une surface de délimitation radiale externe (23a) formée par l’enveloppe extérieure aérodynamique (5), la turbomachine (1) comportant en outre une rangée annulaire d’aubes de redresseur (30) agencées dans la veine secondaire (18) en aval de la soufflante (15), chaque aube de redresseur (30) s’étendant à travers la veine secondaire (18) en présentant une extrémité de tête (31) raccordée sur l’enveloppe extérieure aérodynamique (5), ainsi qu’une extrémité de pied (33) raccordée sur la surface de délimitation radiale interne (40a) de la veine secondaire, le mât d’accrochage (7) comprenant une partie logée dans la veine secondaire, dite partie amont (7b), ainsi qu’une partie aval (7a) agencée en aval d’un bord de fuite (35) de l’enveloppe extérieure aérodynamique (5), elle-même destinée à être agencée entièrement en amont d’un bord d’attaque (210) de l’élément de voilure (202), caractérisé en ce que la partie amont (7b) du mât d’accrochage logée dans la veine secondaire (18) s’étend radialement à partir de la surface de délimitation radiale interne (40a), sur une hauteur radiale de mât (Hm) strictement inférieure à une hauteur radiale totale (Ht) de la veine secondaire (18), et en ce que la partie amont (7b) du mât d’accrochage (7) s’étend vers l’aval depuis une partie de pied (62a) de l’une des aubes de redresseur (30). Ensemble propulsif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la hauteur radiale de mât (Hm) représente localement 20 à 70 % de la hauteur radiale totale (Ht) de la veine secondaire (18). Ensemble propulsif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l’aube de redresseur (30) intégrée au mât d’accrochage (7) comporte, radialement vers l’extérieur à partir de la partie amont (7b) de ce mât, un bord de fuite libre (66) s’étendant jusqu’à l’enveloppe extérieure aérodynamique (5). Ensemble propulsif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’aube (30) intégrée au mât d’accrochage (7) comporte les parties suivantes, se succédant radialement de l’intérieur vers l’extérieur : - la partie de pied (62a) intégrée à la partie amont (7b) du mât d’accrochage ; - une partie de transition (62b) ; et - une partie de tête (62c). Ensemble propulsif selon la revendication 4, caractérisé en ce que le bord de fuite (66) de la partie de transition (62b) présente une épaisseur transversale (e’) qui augmente en allant radialement vers la partie de pied (62a) de l’aube intégrée (30). Ensemble propulsif selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que la partie de transition (62b) présente une corde (C) de longueur supérieure à celle de la partie de tête (62c), ou en ce que ladite partie de transition (62b) comprend un bord de fuite (66) tronqué de sorte que la corde (C) de la partie de transition (62b) présente une longueur croissante en allant de la partie de pied (62a) vers la partie de tête (62c). Ensemble propulsif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport entre la longueur axiale totale (Lt) de l’enveloppe extérieure aérodynamique (5), et le diamètre (D) de la soufflante (15), est inférieur à 1,25. Ensemble propulsif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la soufflante (15) comporte des aubes de soufflantes rotatives (17) à calage variable, et en ce que l’enveloppe extérieure aérodynamique (5) formant nacelle est dépourvu de système d’inversion de poussée. Partie d’aéronef (100) comprenant un ensemble propulsif (200) selon l’une quelconque des revendications précédentes, ainsi qu’un élément de voilure (202), l’enveloppe extérieure aérodynamique (5) formant nacelle s’étendant entièrement en amont d’un bord d’attaque (210) de l’élément de voilure (202). Partie d’aéronef selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’une partie supérieure de l’enveloppe (5) se trouve agencée en regard axialement du bord d’attaque (210) de l’aile (202), et en ce qu’un sommet de l’extérieur de l’enveloppe extérieure aérodynamique (5) s’étend plus haut que l’élément de voilure (202) considéré au droit du raccordement du mât d’accrochage (7) avec ledit élément de voilure. Aéronef (300) comportant au moins une partie (100) selon la revendication 9 ou 10.