Brevet FR3156428A1 — publié le 20250613

L’invention concerne un ensemble (1) comportant une turbomachine (2) d’aéronef, un pylône (40) d’accrochage de la turbomachine à un élément de l’aéronef, et un système de suspension de la turbomachine au pylône, la turbomachine ayant un axe longitudinal (X) et comportant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz : > un carter de soufflante (11) s’étendant autour de l’axe longitudinal, et > un générateur de gaz (16) configuré pour recevoir un flux d’air généré par une soufflante, le pylône (40) étant de forme générale allongée le long dudit axe longitudinal et étant apte à être fixé à l’élément de l’aéronef, caractérisé en ce que des éléments de liaison du système de suspension sont tous situés en amont de la chambre de combustion (19). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 ENSEMBLE COMPORTANT UNE TURBOMACHINE D’AERONEF ET SON PYLONE D’ACCROCHAGE Domaine technique de l'invention La présente invention concerne un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef et son pylône d’accrochage. Arrière-plan technique Une turbomachine d’aéronef comprend un générateur de gaz qui comporte classiquement, d’amont en aval, par référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine, au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine. Dans le cas d’un turboréacteur à double corps, respectivement basse pression et haute pression, le générateur de gaz comporte successivement un compresseur basse pression, un carter inter-compresseur, un compresseur haute pression, la chambre de combustion, la turbine haute pression et la turbine basse pression. Le générateur de gaz comporte une veine annulaire primaire d’écoulement d’un flux de gaz primaire qui traverse les compresseurs, la chambre de combustion et les turbines. Les rotors du compresseur haute pression et de la turbine haute pression sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression de manière à former un corps haute pression. Les rotors du compresseur basse pression et de la turbine basse pression sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression de manière à former un corps basse pression. L’arbre basse pression traverse l’arbre haute pression et entraîne en rotation une hélice/aube de soufflante de propulsion située en général à l’amont du générateur de gaz. Lorsque cette hélice/aube de soufflante est carénée et donc entourée par un carter annulaire, cette hélice/aube de soufflante génère un flux d’air qui s’écoule autour du générateur de gaz. Ce carter annulaire, appelé carter de soufflante, est radialement externe du générateur de gaz par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine et définit avec le générateur de gaz une veine secondaire d’écoulement d’un flux secondaire. Ceci étant dit, l’hélice/aube de soufflante peut être non carénée et équipée d’aubes mobiles à calage variable. Dans les turbomachines équipées d’hélices non carénées, il existe celles qui ont deux hélices non carénées et contrarotatives (connues sous l’acronyme anglais UDF pour « Unducted Fan ») ou celles ayant une seule hélice non carénée et un redresseur comprenant plusieurs aubes de stator (connues sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan »). Le carter de soufflante comprend un carter fan et un carter d’entrée, situé en aval du carter fan, et qui relie le carter fan au générateur de gaz. Le carter d’entrée comprend typiquement un moyeu centré sur l’axe longitudinal de la turbomachine et une virole externe annulaire agencée coaxialement autour du moyeu. La virole externe annulaire est fixée au carter d’entrée, en aval de ce dernier, et définit avec le moyeu une portion de la veine secondaire. La turbomachine comprend un carter inter-compresseur qui s’étend entre les compresseurs basse pression et haute pression. La turbomachine comprend en outre une nacelle située autour du carter de soufflante et du générateur de gaz. La nacelle est annulaire et s’étend autour de l’axe longitudinal de la turbomachine. Le carter de soufflante et la virole externe du carter d’entrée sont en général liés à la nacelle. La turbomachine est fixée à un élément de l’aéronef, tel qu’une voilure ou un fuselage, par l’intermédiaire d’un pylône d’accrochage, aussi appelé mât, et d’un système de suspension. Le pylône a en général une forme générale allongée et comprend une poutre qui s’étend parallèlement à l’axe longitudinal de la turbomachine. Dans le cas où la turbomachine est fixée sous une voilure de l’aéronef, le pylône est en général situé à 12h (12 heures) par analogie avec le cadran d’une horloge. Le système de suspension comprend généralement une pluralité d’éléments de liaison amont et/ou aval de fixation et de suspension du pylône à la turbomachine. Ces éléments de liaison ont pour rôle de reprendre les efforts générés dans la turbomachine ou l’aéronef selon différents axes, ainsi que les moments générés vis-à-vis de ces axes et sont en général reliés à des carters de la turbomachine. La turbomachine est, notamment, soumise à des efforts de poussée correspondant à un moment généré par les efforts axiaux. En effet, en fonctionnement, le générateur de gaz assure une transmission des efforts entre les points de fixation amont et aval au pylône qui est à l’origine de déformations du générateur de gaz et de modifications des jeux entre les rotors et les stators du générateur de gaz. La turbomachine est, également, soumise à un moment généré par la dissymétrie d’efforts axiaux sur les aubes de l’aube de soufflante, et à des efforts provenant de la captation d’air par la turbomachine, appelés efforts de manche. Ces efforts de manche sont typiquement répartis entre le moyeu du carter d’entrée, situé en amont de la turbomachine, et un carter de turbine ou carter d’échappement, situé en aval de la turbomachine. Dans les turbomachines à hélices/aubes non carénées, ces efforts de manche sont répartis entre les aubes de l’hélice, située en amont de la turbomachine, et le carter d’échappement situé en aval de la turbomachine. Ainsi, lorsqu’un effort est appliqué en amont de la turbomachine, cet effort est capable de transiter jusqu’en aval de la turbomachine, et peut donc être à l’origine d’une flexion du générateur de gaz, et d’une distorsion du corps haute pression. Pour reprendre ces efforts de manche, une solution consisterait à rigidifier les carters de la turbomachine, ce qui permettrait d’éviter la flexion du générateur de gaz. Une autre solution consisterait à passer les efforts de manche dans la nacelle de la turbomachine. Toutefois, cette solution n’apporterait pas entièrement satisfaction car elle soulèverait des problématiques quant à l’accessibilité et la maintenance de la turbomachine. Dans la technique actuelle, certains des éléments de liaison du pylône à la turbomachine sont situés en aval de la chambre de combustion, et plus particulièrement au niveau du carter d’échappement de la turbomachine, pour reprendre les efforts de manche. La reprise des efforts de manche en aval de la chambre de combustion, notamment au niveau du carter d’échappement, contraint le corps haute pression et affecte les performances et l’opérabilité de la turbomachine. Ceci affecte particulièrement le fonctionnement du compresseur haute pression et sa turbine. Dans les turbomachines à hélices/aubes non carénées, les moments générés par la dissymétrie des efforts axiaux sur les aubes sont également repris au niveau du carter d’échappement, ce qui impacte le fonctionnement du compresseur haute pression et sa turbine. La présente invention propose une solution à au moins une partie des problèmes évoqués ci-dessus. L’invention propose un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef, un pylône d’accrochage de la turbomachine à un élément de l’aéronef, et un système de suspension de la turbomachine au pylône, la turbomachine ayant un axe longitudinal et comportant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz en fonctionnement : > un carter de soufflante s’étendant autour de l’axe longitudinal et autour d’une soufflante de la turbomachine, et > un générateur de gaz configuré pour recevoir un flux d’air généré par la soufflante, le générateur de gaz comportant une veine primaire d’écoulement d’un flux primaire à travers un compresseur basse-pression, un carter inter-compresseur, un compresseur haute pression, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine, le carter de soufflante étant radialement externe du générateur de gaz par rapport à l’axe longitudinal et définissant avec le générateur de gaz une veine secondaire d’écoulement d’un flux secondaire, le pylône étant de forme générale allongée le long dudit axe longitudinal et étant apte à être fixé à l’élément de l’aéronef, le système de suspensions comprenant des éléments de liaison du pylône à la turbomachine, caractérisé en ce que les éléments de liaison sont tous situés en amont de la chambre de combustion et comprennent : des premières barres de reprise d’effort qui s’étendent depuis le pylône jusqu’au carter inter-compresseur et qui sont configurées pour reprendre des efforts de poussée selon deux axes perpendiculaires entre eux et à l’axe longitudinal, et une structure de liaison du pylône au carter de soufflante qui est configurée pour reprendre des efforts de poussée selon les deux axes perpendiculaires entre eux et à l’axe longitudinal, ainsi que les moments générés selon ces axes, lesdits éléments de liaison étant ainsi configurés de sorte à reprendre les efforts de manche. L’ensemble selon l’invention permet de résoudre au moins une partie des problèmes de l’art antérieur. En effet, les éléments de liaison sont tous situés en amont de la chambre de combustion. Autrement dit, il n’y a pas d’élément de liaison situé au niveau de la chambre de combustion et en aval de la chambre de combustion. Ainsi, il n’y a pas d’élément de liaison situé au niveau de la turbine ni même au niveau du carter d’échappement. Concomitamment, les premières barres de reprise d’effort et la structure de liaison sont configurés pour reprendre les efforts de poussée selon les deux axes perpendiculaires et les moments générés selon ces axes tout en coopérant pour reprendre les efforts de manche. Ainsi, aucun effort de manche ne peut transiter à travers la turbomachine puisque l’ensemble de ces efforts sont repris en amont de la chambre de combustion par les premières barres de reprise de poussée et la structure de liaison. En conséquence, le risque de flexion du générateur de gaz et de distorsion du corps haute pression est évité et la dégradation des performances et de l’opérabilité du corps haute pression qui en résulte est également évité. Selon différentes caractéristiques de l’invention qui pourront être prises ensemble ou séparément : la structure de liaison est en outre configurée pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal ; les premières barres de reprise de poussée et la structure de liaison sont les seuls éléments de liaison du pylône à la turbomachine ; les éléments de liaison comprennent en outre des secondes barres de reprise de poussée qui s’étendent depuis le pylône jusqu’à un carter d’entrée situé en amont des compresseurs basse et haute pression, et qui sont configurées pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal ; les premières et secondes barres de reprise de poussée et la structure de liaison sont les seuls éléments de liaison du pylône à la turbomachine ; les secondes barres de reprise de poussée sont reliées à un moyeu du carter d’entrée, ce carter d’entrée comportant des bras radiaux qui s’étendent radialement vers l’extérieur depuis le moyeu et qui traversent la veine secondaire pour relier rigidement le générateur de gaz au carter de soufflante ; le pylône comprend une extrémité amont située dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal et situé en amont de la chambre de combustion, et de préférence en amont du carter inter-compresseur ; l’extrémité amont du pylône est situé en aval du carter de soufflante ; l’extrémité amont du pylône est située dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal passant par une extrémité axiale aval du carter de soufflante, la structure de liaison étant reliée à ladite extrémité axiale aval du carter de soufflante et à l’extrémité amont du pylône ; la structure de liaison comprend deux biellettes latérales situées dans un deuxième plan d’axes Y et Z ; le pylône est situé à 12h par analogie avec le cadran d’une horloge ; le pylône est situé à 3h ou 9h par analogie avec le cadran d’une horloge ; le pylône est incliné de ±10 degrés. Brève description des figures D’autres objets, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement dans la description qui suit, faite en référence aux figures annexées, dans lesquelles : - la FIG. 1 est une vue très schématique d’une turbomachine d’aéronef et montre des points de fixation et de suspension à un pylône d’accrochage, selon un premier mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 2 est une vue très schématique d’une turbomachine d’aéronef et montre des points de fixation et de suspension à un pylône d’accrochage, selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 3 est une vue schématique d’une structure de liaison pour un ensemble selon l’invention. Description détaillée de l’invention La FIG. 1 illustre un ensemble 1 selon un premier mode de réalisation de la présente invention. Cet ensemble 1 comprend une turbomachine 2 pour aéronef, un pylône 40 d’accrochage de la turbomachine 2 à un élément de l’aéronef, et un système de suspension de la turbomachine 2 au pylône 40. La turbomachine 2 s’étend autour et le long d’un axe longitudinal X. L’axe longitudinal X est orienté de l’amont à l’aval de la turbomachine 2. Dans la présente demande, les termes « axial », « axialement », « radial » et « radialement » sont définis par rapport à l’axe longitudinal X. Les termes « amont », « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine 2 suivant l’axe longitudinal A. Dans la présente demande les éléments de la turbomachine situés en amont de la chambre de combustion sont en amont de la turbomachine, et inversement, tandis que les éléments de la turbomachine situés en aval de la chambre de combustion sont en aval de la turbomachine, et inversement. La turbomachine 2 est ici un turboréacteur à double flux et double corps. Elle comprend d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz en fonctionnement une soufflante 10 et un générateur de gaz 16. Bien que cela ne soit pas visible sur la FIG. 1 , le générateur de gaz 16 comprend d’amont en aval, au moins un compresseur basse pression 17, un carter inter-compresseur 24, un compresseur haute pression 18, une chambre annulaire de combustion 19, et au moins une turbine telle qu’une turbine haute pression 20 et une turbine basse pression 21. Ces différents éléments de la turbomachine 2 sont illustrés de manière très schématique sur la FIG. 1 . La soufflante 10 permet l’aspiration d’un flux d’air F se divisant en un premier flux d’air, appelé flux primaire F1, et en un deuxième flux d’air, appelé flux secondaire F2. À cet égard, la soufflante comprend des aubes 14 de soufflante qui s’étendent perpendiculairement à l’axe longitudinal X. Le générateur de gaz 16 définit une veine annulaire principale V1 d’écoulement du flux primaire F1. Le générateur de gaz 16 est entouré par une veine annulaire secondaire V2 d’écoulement du flux secondaire F2. Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 17 puis du compresseur haute pression 18. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein de la chambre de combustion 19. Les gaz formés par la combustion traversent les turbines haute pression 20 et basse pression 21. Les gaz s’échappent enfin au travers d’une tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion. Le rotor du compresseur haute pression 18 est relié mécaniquement au rotor de la turbine haute pression 20 par un arbre haute pression 3 de manière à former un corps haute pression, tandis que le rotor du compresseur basse pression 17 est relié mécaniquement au rotor de la turbine basse pression 21 par un arbre basse pression 4 de manière à former un corps basse pression. L’arbre basse pression 4 traverse l’arbre haute pression 3 et entraîne en rotation une hélice de propulsion située à l’amont du générateur de gaz 16, cette hélice est entourée par un carter annulaire appelé carter de soufflante 11. Le carter de soufflante 11 s’étend autour de l’axe longitudinal X et autour d’une soufflante 10 de la turbomachine. Le carter de soufflante 11 est radialement externe du générateur de gaz 16 par rapport à l’axe longitudinal X et définit, avec le générateur de gaz 16, la veine secondaire V2 d’écoulement du flux secondaire F2. Le carter de soufflante 11 peut comprendre un carter fan et un carter d’entrée 25 ou, en alternative, n’être formé que d’une seule pièce. Le carter de soufflante 11 est relié au générateur de gaz 16 par le carter d’entrée 25. Ce dernier comprend un moyeu central 26 et une série de bras radiaux 15 de liaison du moyeu 26 au carter de soufflante 11. Plus précisément, les bras radiaux 15 s’étendent radialement vers l’extérieur depuis le moyeu 26 et traversent la veine secondaire V2 pour relier rigidement le générateur de gaz 16 au carter de soufflante 11. Ces bras radiaux (appelés OGV Outlet Guide Vane) servent à redresser l’écoulement d’air en sortie de l’aube de soufflante. Dans la présente demande, le « carter d’entrée » est un carter qui relie le générateur de gaz 16 au carter de soufflante 11. La turbomachine 2 comprend un carter inter-compresseur 24 qui s’étend entre les compresseurs basse pression 17 et haute pression 18. Le carter inter-compresseur 24 est donc situé entre les deux compresseurs 17, 18 successifs du générateur de gaz. La turbomachine 2 comprend également un carter inter-turbine 27 agencé axialement entre les turbines haute et basse pression 20, 21. Elle comprend en outre des supports de paliers 28 qui servent de support à des paliers de guidage des arbres. La turbomachine 2 est fixée à un élément de l’aéronef, tel qu’une voilure ou un fuselage, par l’intermédiaire du pylône 40 d’accrochage. Le pylône 40 a généralement une forme générale allongée le long d’un axe d’allongement B du pylône et est apte à être fixé à un élément de l’aéronef. L’axe d’allongement B est parallèle à l’axe longitudinal X de la turbomachine. Dans le cas où la turbomachine 2 est fixée sous une voilure de l’aéronef, le pylône 40 est situé à 12h (12 heures ± 10°, parallèle au sol ou au dièdre de l’aile) par analogie avec le cadran d’une horloge. Toutefois, le pylône 40 peut être situé à 9h (9 heures) lorsqu’il est fixé au fuselage de l’aéronef. D’autres variantes de conception sont envisageables selon le type de turbomachine. Selon une mise en œuvre les axes X et B sont dans un même plan vertical lorsque le pylône 40 est à 12h. Les pylônes peuvent également être inclinés de quelques degrés, de préférence ± 10°, par rapport au plan vertical (perpendiculaire / dièdre de l’aile) ou horizontal (amélioration de l’écoulement autour du fuselage). La FIG. 1 illustre également le repère orthonormé XYZ où X est orienté de l’amont à l’aval de la turbomachine. Il s’agit de l’axe longitudinal de la turbomachine 2. L’axe Z est orienté verticalement vers le haut et l’axe Y est orienté vers un côté. Dans la présente demande, on entend par « effort » la force qui se transmet avec la même direction qu’un axe, X, Y ou Z, pris comme référence. Les efforts axiaux, transversaux et verticaux sont respectivement les efforts se transmettant avec la même direction que l’axe X, l’axe Y et l’axe Z pris comme référence. Les efforts axiaux qui s’exercent sur les éléments de l’aéronef résultent d’une contrainte de type traction tandis que les efforts verticaux s’exerçant sur les éléments de l’aéronef résultent d’une contrainte de type traction/compression. Ceci étant dit, outre les efforts axiaux, transversaux et verticaux, des moments s’exercent également sur les éléments de l’aéronef. Les éléments de l’aéronef sont soumis à des moments axiaux, transversaux et verticaux s’exerçant respectivement selon les axes X, Y et Z. Lorsqu’un élément du système de suspension, par exemple un organe de fixation du pylône 40 à la turbomachine 2, effectue une reprise des efforts selon l’axe X, cela signifie que cet organe de fixation bloque tout mouvement selon l’axe X des pièces auxquelles il est relié. Cette reprise est appelée reprise axiale ou reprise de la poussée. De même, lorsque l’organe de fixation effectue une reprise des efforts selon l’axe Y ou Z, cela signifie que cet organe de fixation bloque tout mouvement selon, respectivement, l’axe Y ou Z des pièces auxquelles il est relié. Ces reprises sont respectivement appelées reprises transversale et verticale. De manière similaire, lorsqu’un organe de fixation du pylône 40 à la turbomachine 2 effectue une reprise des moments Mx autour de l’axe X, cela signifie que cet organe de fixation 45 bloque tout mouvement de rotation des pièces auxquelles il est relié autour de l’axe X. Ceci vaut également pour les moments My et Mz, respectivement, autour de l’axe Y et de l’axe Z. L’invention vise à reprendre les efforts de manche. Tel qu’indiqué précédemment, les efforts de manche viennent du moment généré par la dissymétrie de la résultante des pressions sur les aubes de l’hélice ou de la manche d’entrée (moteur caréné) relié au carter de la soufflante lorsque le moteur est en incidence. Dans le cas des turbomachines à hélice carénée, ils sont généralement répartis entre le moyeu 26 du carter d’entrée 25 et un carter d’échappement 22 de la turbomachine. Dans le cas des turbomachines à hélice non carénée (non illustré), ils sont généralement répartis entre les aubes de l’hélice et le carter d’échappement de la turbomachine. Dans le cadre de l’invention, le système de suspension comprend l’ensemble des éléments qui relient la turbomachine 2 au pylône 40. Ces différents éléments du système de suspension sont agencés et/ou configurés de manière à reprendre les efforts selon les trois directions, à savoir une direction axiale d’axe X, une direction transversale d’axe Z et une direction latérale d’axe Y, ou selon certaines de ces directions. Selon l’invention et tel qu’illustré sur les figures, le système de suspension comprend des éléments de liaison du pylône à la turbomachine qui sont tous situés en amont de la chambre de combustion 19. Autrement dit, il n’y a pas d’élément de liaison situé au niveau et en aval de la chambre de combustion 19. Ainsi, il n’y a pas d’élément de liaison situé au niveau des turbines haute et basse pression 20, 21 ni même au niveau du carter d’échappement 22 de la turbomachine. Comme l’ensemble ne comprend aucun élément de liaison au niveau et en aval de la chambre de combustion 19, le corps haute pression est dit en porte à faux. Les conséquences d’un tel agencement seront décrites dans la suite. Selon l’invention, ces éléments de liaison comprennent des premières barres de reprise de poussée 43, 44 qui s’étendent depuis le pylône 40 jusqu’au carter inter-compresseur 24 et qui sont configurées pour reprendre les efforts selon les axes Y, Z. Plus précisément, les premières barres de reprise d’efforts 43, 44 peuvent comprendre des premières extrémités 47a reliées au carter inter-compresseur 24, et des secondes extrémités 47b opposées reliées au pylône 40. Les premières barres de reprise d’efforts 43, 44 effectuent donc une reprise verticale et transversale des efforts de poussée. Cela signifie que les premières barres de reprise d’efforts43, 44 bloquent tout mouvement selon les axes Y et Z des pièces auxquelles elles sont reliées. Les premières barres de reprise d’efforts 43, 44 sont fonctionnelles par défaut puisqu’elles assurent une fonction de fixation et de suspension par défaut lorsqu’elles ne sont pas dégradées ou rompues. Par exemple, les premières barres 43, 44 de reprise de poussée pourraient consister en deux bielles inclinées dans un deuxième plan d’axes Y et Z, en l’espèce une bielle verticale et une bielle latérale. Sur la FIG. 1 , seule une des premières barres 43, 44 de reprise d’efforts est visible puisque la vue schématique de la FIG. 1 est une vue latérale de l’ensemble 1. Toutefois, ces premières barres 43, 44 de reprise d’efforts peuvent être inclinées l’une par rapport à l’autre, c’est-à-dire qu’elles peuvent former entre elles un angle non nul. Les éléments de liaison comprennent également une structure de liaison 50 du pylône 40 au carter de soufflante 11 qui est configurée pour reprendre les efforts selon les axes Y, Z ainsi que les efforts de poussée selon X et le moment dû au couple moteur Mx. La structure de liaison 50 effectue donc une reprise verticale et transversale des efforts de poussée, ce qui signifie qu’elle bloque tout mouvement selon, respectivement, l’axe Y ou Z des pièces auxquelles elle est reliée. La structure de liaison 50 est en outre configurée pour reprendre le moment Mx dû au couple moteur, et opère avec les premières barres 43, 44 de reprise pour reprendre les moments My et Mz générés selon les axes Y et Z. Le pylône 40 est ainsi relié à la fois au carter inter-compresseur 24, via les premières barres de reprise d’efforts 43, 44, et au carter de soufflante 11, via la structure de liaison 50. À ce propos et de préférence, les premières barres de reprise d’effort peuvent être directement reliées au centre du pylône 40 par l’intermédiaire de l’une de leurs extrémités. Ces éléments de liaison 43, 44 et 50 coopèrent afin de permettre une reprise des efforts de manche dans la turbomachine 2. L’ensemble 1 selon ce mode de réalisation de l’invention permet donc d’effectuer la reprise des efforts de manche sans qu’il ne soit nécessaire que le pylône 40 soit relié au générateur de gaz 16 en aval de la turbomachine, c’est-à-dire en aval de la chambre de combustion 19. Les efforts de manche sont donc repris par le système de suspension sans avoir à transiter le long de la turbomachine 2, en particulier en passant par le corps haute pression tel que défini précédemment. Le risque de flexion du générateur de gaz 16 et de distorsion du corps haute pression est donc inexistant. Ainsi, non seulement le système de suspension de l’ensemble 1 selon ce premier mode de réalisation de l’invention ne comprend aucun élément de liaison en aval de la chambre de combustion 19 mais de plus, et comme expliqué ci-avant, la présence d’éléments de fixation en aval de la chambre de combustion 19 n’est pas nécessaire. À ce propos et de manière avantageuse, dans le premier mode de réalisation illustré à la FIG. 1 , les premières barres de reprise d’efforts 43, 44 et la structure de liaison 50 sont les seuls éléments de liaison du pylône 40 à la turbomachine 2. La reprise des efforts de manche est donc effectuée de manière simple et de sorte à préserver les performances et l’opérabilité du corps haute pression. Toujours en référence au premier mode de réalisation de l’ensemble 1 illustré à la FIG. 1 , la structure de liaison 50 est en outre configurée pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal X. La structure de liaison 50 effectue donc une reprise longitudinale des efforts de poussée. Cela signifie que la structure de liaison bloque tout mouvement selon l’axe longitudinal X des pièces auxquelles elle est reliée. À ce propos, la FIG. 3 illustre une structure de liaison 50 qui pourrait être utilisée dans le cadre de l’invention. La structure de liaison 50 comprend au moins un premier élément de fixation 51 au pylône 40 et un deuxième élément de fixation 52 au carter de soufflante 11, notamment de fixation à une première extrémité 12 axiale du carter de soufflante 11. Le deuxième élément de fixation 52 peut présenter une forme générale courbe. Il peut comprendre un support 52 de forme courbe épousant les contours du carter de soufflante 11. Le support 52 comporte des biellettes 56a, 56b latérales et d’une biellette 57 centrale. Les biellettes 56a, 56b latérales sont situées dans le deuxième plan d’axes Y et Z et comprennent chacune trois articulations ce qui leur permet de reprendre des efforts transversaux et verticaux. La biellette centrale 57 est située dans le plan XZ et comprend deux extrémités au niveau desquelles se trouvent des articulations rotulées classiques. La biellette centrale 57 permet, elle, de reprendre les efforts axiaux. La structure de liaison 50 permet de reprendre le moment Mx autour de l’axe X, et également les efforts longitudinaux de poussée le long de l’axe longitudinal X de la turbomachine 2. Le moment My est repris par les reprises en Y des biellettes 56a, 56b et des premières barres de reprise d’efforts 43, 44 tandis que le moment Mz est repris par les reprises en Z des biellettes 56a, 56b et des premières barres de reprise d’efforts 43, 44. En complément de la structure de liaison, on peut également prévoir un système de rotules reprenant les efforts en X et Y (pour le moment Mx lié au couple moteur) située à 12h comprenant un jeu dans la direction verticale, deux bielles inclinées dans le plan Y et Z pour reprendre les efforts selon les axes Y et Z. En variante au système de rotules, il est également possible d’utiliser un système type boomerang pour reprendre ces efforts. Il est alors possible d’ajouter au système boomerang des bielles de reprise de poussée orientées longitudinalement, i.e. orientées selon l’axe X. En référence maintenant à la FIG. 2 , un ensemble selon un second mode de réalisation de l’invention est illustrée de manière très schématique. Ce second mode de réalisation ne diffère du précédent que par la présence d’autres éléments de liaison tels que décrits dans la suite et par le fait que la structure de liaison 50 peut ne pas être configurée pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal X. Dans ce second mode de réalisation, les éléments de liaison comprennent en outre des secondes barres 45, 46 de reprise de poussée qui s’étendent depuis le pylône 40 jusqu’au carter d’entrée 25, situé en amont des compresseurs 17, 18 basse et haute pression, et qui sont configurées pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal X. Plus précisément, le point de fixation des secondes barres 45, 46 au pylône 40 est situé en aval de leur point de fixation au carter d’entrée 25. Les secondes barres 45, 46 de reprise de poussée effectuent donc une reprise longitudinale des efforts de poussée. Cela signifie que les secondes barres 45, 46 de reprise de poussée bloquent tout mouvement selon l’axe longitudinal X des pièces auxquelles elles sont reliées. Ainsi, contrairement au premier mode de réalisation illustré à la FIG. 1 , la structure de liaison 50 peut ne pas être configurée pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal X puisque cette reprise des efforts longitudinaux de poussée est réalisée par les secondes barres 45, 46 de reprise de poussée. En pratique, dans ce second mode de réalisation de l’invention, la structure de liaison 50 n’est pas configurée pour reprendre les efforts de poussée selon l’axe longitudinal X. À ce titre, dans le mode de réalisation de la FIG. 2 , la structure de liaison 50 ne comprend pas de biellette centrale 57. Sur la FIG. 2 , seule une des secondes barres 45, 46 de reprise de poussée est visible puisque la vue schématique de la FIG. 2 est une vue latérale de l’ensemble 1. Les secondes barres 45, 46 de reprise de poussée peuvent être inclinées l’une par rapport à l’autre, c’est-à-dire qu’elles peuvent former entre elles un angle non nul. Dans ce second mode de réalisation, le pylône 40 est ainsi relié à la fois au carter inter-compresseur 24, via les premières barres de reprises d’efforts43, 44, au carter d’entrée 25, via les secondes barres de reprise de poussée 45, 46, et au carter de soufflante 11, via la structure de liaison 50. Ces éléments de liaison 43, 44, 45, 46 et 50 coopèrent afin de permettre une reprise des efforts de manche dans la turbomachine 2. L’ensemble 1 selon ce second mode de réalisation de l’invention permet donc d’effectuer la reprise des efforts de manche sans qu’il ne soit nécessaire que le pylône 40 soit relié au générateur de gaz 16 en aval de la turbomachine, c’est-à-dire en aval de la chambre de combustion 19. Les efforts de manche sont donc repris par le système de suspension sans avoir à transiter le long de la turbomachine 2, en particulier en passant par le corps haute pression. Le risque de flexion du générateur de gaz 16 et de distorsion du corps haute pression est donc inexistant. Ainsi, non seulement le système de suspension de l’ensemble 1 selon le second mode de réalisation de l’invention ne comprend aucun élément de liaison en aval de la chambre de combustion 19 mais de plus, comme expliqué ci-avant, la présence d’un ou plusieurs éléments de fixation en aval de la chambre de combustion 19 n’est pas nécessaire. À ce propos, et de manière avantageuse, dans ce second mode de réalisation, les premières barres de reprise d’efforts43, 44, les secondes barres de reprise de poussée 45, 46 et la structure de liaison 50 sont les seuls éléments de liaison du pylône 40 à la turbomachine 2. La reprise des efforts de manche est donc effectuée de manière simple et de sorte à préserver les performances et l’opérabilité du corps haute pression. Tel qu’illustré sur la vue schématique de la FIG. 2 , les secondes barres de reprise de poussée 45, 46 sont reliées à un moyeu 26 du carter d’entrée 25. Comme indiqué précédemment, ce carter d’entrée 25 comporte des bras radiaux 15 qui s’étendent radialement vers l’extérieur depuis le moyeu 26 et qui traversent la veine secondaire V2 pour relier rigidement le générateur de gaz 16 au carter de soufflante 11. Les secondes barres de reprise de poussée 45, 46 comprennent des premières extrémités 48a reliées au moyeu 26 du carter d’entrée 25, et des secondes extrémités 48b opposées reliées au pylône 40. À l’instar des premières barres 43, 44 de reprise d’effort, les secondes barres de reprise de poussée 45, 46 sont fonctionnelles par défaut puisqu’elles assurent une fonction de fixation et de suspension par défaut lorsqu’elles ne sont pas dégradées ou rompues. Dans les modes de réalisation illustrés sur les figures 1 et 2, le pylône 40 comprend une extrémité amont 42 située dans un plan P1 perpendiculaire à l’axe longitudinal X et située en amont de la chambre de combustion 19 et de préférence en amont du carter inter-compresseur 24. Les secondes extrémités 47b et 48b, respectivement, des premières barres de reprise d’efforts43, 44, et des secondes barres de reprise de poussée 45, 46 sont avantageusement directement reliées à l’extrémité amont 42 du pylône. Ainsi, la reprise des efforts latéraux et verticaux s’effectue dans le plan P1, et donc en amont du générateur de gaz 16. Il est également préférable que l’extrémité amont 42 du pylône 40, et donc le plan P1, soient situés en aval du carter de soufflante 11, ce qui facilite la liaison entre le pylône 40 et le carter de soufflante 11 via la structure de liaison 50. Selon une variante de réalisation, l’extrémité amont 42 du pylône est située dans un plan perpendiculaire (non illustré) à l’axe longitudinal X passant par une extrémité axiale aval du carter de soufflante 11. Dans cette configuration, la structure de liaison 50 est avantageusement reliée à ladite extrémité axiale aval du carter de soufflante et à l’extrémité amont 42 du pylône 40. Les configurations montrées aux figures citées ne sont que des exemples possibles, nullement limitatifs, de l’invention qui englobe au contraire les variantes de conception à la portée de l’homme de l’art. Par exemple, la turbomachine 2 n’est pas nécessairement une turbomachine double flux double corps. Ensemble (1) comportant une turbomachine (2) d’aéronef, un pylône (40) d’accrochage de la turbomachine à un élément de l’aéronef, et un système de suspension de la turbomachine au pylône, la turbomachine (2) ayant un axe longitudinal (X) et comportant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz en fonctionnement : > un carter de soufflante (11) s’étendant autour de l’axe longitudinal (X) et autour d’une soufflante (10) de la turbomachine, et > un générateur de gaz (16) configuré pour recevoir un flux d’air généré par la soufflante, le générateur de gaz (16) comportant une veine primaire (V1) d’écoulement d’un flux primaire (F1) à travers un compresseur basse-pression (17), un carter inter-compresseur (24), un compresseur haute pression (18), une chambre annulaire de combustion (19), et au moins une turbine (20, 21), le carter de soufflante (11) étant radialement externe du générateur de gaz (16) par rapport à l’axe longitudinal (X) et définissant avec le générateur de gaz (16) une veine secondaire (V2) d’écoulement d’un flux secondaire (F2), le pylône (40) étant de forme générale allongée le long dudit axe longitudinal (X) et étant apte à être fixé à l’élément de l’aéronef, le système de suspension comprenant des éléments de liaison (43, 44, 45, 46, 50) du pylône à la turbomachine, caractérisé en ce que les éléments de liaison (43, 44, 45, 46, 50) sont tous situés en amont de la chambre de combustion (19) et comprennent : des premières barres de reprise d’effort (43, 44) qui s’étendent depuis le pylône (40) jusqu’au carter inter-compresseur (24) et qui sont configurées pour reprendre des efforts de poussée selon deux axes (Y, Z) perpendiculaires entre eux et à l’axe longitudinal (X), et une structure de liaison (50) du pylône (40) au carter de soufflante (11) qui est configurée pour reprendre des efforts de poussée selon les deux axes (Y, Z) perpendiculaires entre eux et à l’axe longitudinal (X), ainsi que des moments générés selon ces axes, lesdits éléments de liaison (43, 44, 45, 46, 50) étant ainsi configurés de sorte à reprendre les efforts de manche. Ensemble (1) selon la revendication 1, dans lequel la structure de liaison (50) est en outre configurée pour reprendre des efforts de poussée selon l’axe longitudinal (X). Ensemble (1) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les premières barres de reprise de poussée (43, 44) et la structure de liaison (50) sont les seuls éléments de liaison du pylône (40) à la turbomachine (2). Ensemble (1) selon la revendication 1, dans lequel les éléments de liaison comprennent en outre des secondes barres (45, 46) de reprise de poussée qui s’étendent depuis le pylône (40) jusqu’à un carter d’entrée (25) situé en amont des compresseurs (17, 18) basse et haute pression, et qui sont configurées pour reprendre des efforts de poussée selon l’axe longitudinal (X). Ensemble (1) selon la revendication précédente, dans lequel les premières (43, 44) et secondes (45, 46) barres de reprise de poussée et la structure de liaison sont les seuls éléments de liaison du pylône (40) à la turbomachine (2). Ensemble (1) selon la revendication 4 ou 5, dans lequel les secondes barres de reprise de poussée (45, 46) sont reliées à un moyeu (26) du carter d’entrée (25), ce carter d’entrée (25) comportant des bras (15) radiaux qui s’étendent radialement vers l’extérieur depuis le moyeu (26) et qui traversent la veine secondaire (V2) pour relier rigidement le générateur de gaz (16) au carter de soufflante (11). Ensemble (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le pylône (40) comprend une extrémité amont (42) située dans un plan (P1) perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et situé en amont de la chambre de combustion (19), et de préférence en amont du carter inter-compresseur. Ensemble selon la revendication précédente, dans lequel l’extrémité amont (42) du pylône est situé en aval du carter de soufflante (11). Ensemble (1) selon la revendication 7, dans lequel l’extrémité amont (42) du pylône est située dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) passant par une extrémité axiale aval du carter de soufflante (11), la structure de liaison (50) étant reliée à ladite extrémité axiale aval du carter de soufflante et à l’extrémité amont (42) du pylône. Ensemble (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la structure de liaison (50) comprend deux biellettes latérales (56a, 56b) situées dans un deuxième plan d’axes Y et Z.