FR 2981686 A1 20130426 FR 1159581 A 20111021 TURBOMACHINE COMPRENANT UN RÉCÉPTEUR À HÉLICES CONTRAROTATIVES SUPPORTÉ PAR UNE ENVELOPPE STRUCTURALE FIXÉE AU CARTER INTERMÉDIAIRE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef comprenant un récepteur à hélices contrarotatives agencé en aval d'un générateur de gaz. L'invention s'applique en particulier à une turbomachine à hélices non carénées, dite turbomachine à « open rotor », au sein de laquelle une turbine libre de puissance entraîne les deux hélices contrarotatives, directement ou indirectement par l'intermédiaire d'un dispositif de transmission mécanique formant réducteur. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE La figure 1 montre une turbomachine d'aéronef 1 du type « open rotor », selon une réalisation connue de l'art antérieur, comparable à celle décrite dans le document FR 2 944 155. Sur cette figure, la direction A correspond à la direction longitudinale ou direction axiale, parallèle à l'axe longitudinal 2 de la turbomachine. La direction B correspond quant à elle à la direction radiale de la turbomachine, et la direction C à la direction tangentielle. De plus, la flèche 4 schématise la direction d'avancement de l'aéronef sous l'action de la poussée de la turbomachine 1, cette direction d'avancement étant contraire au sens 4' principal d'écoulement des gaz au sein de la turbomachine. Les termes « amont » et « aval » utilisés par la suite sont à considérer par rapport au sens principal d'écoulement des gaz 4'. En partie avant, la turbomachine présente une entrée d'air 6 se poursuivant vers l'arrière par une nacelle 8, celle-ci comportant globalement une peau extérieure 10 et une peau intérieure 12, toutes les deux centrées sur l'axe 2 et décalées radialement l'une de l'autre. La peau intérieure 12 forme carter radial externe pour un générateur de gaz 14, comprenant de façon classique, de l'amont vers l'aval, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une turbine haute pression 22, et une turbine de pression intermédiaire 24. Le compresseur 16 et la turbine 24 sont reliées mécaniquement par un arbre 26, formant ainsi un corps de faible pression, tandis que le compresseur 18 et la turbine 22 sont reliées mécaniquement par un arbre 28, formant un corps de pression plus élevée. Par conséquent, le générateur de gaz 14 présente une conception classique, dite à double corps, dans laquelle les compresseurs 16 et 18 sont séparés par un carter intermédiaire 27, qui forme un élément structural important de la turbomachine. En effet, ce carter 27, traversé par l'air sortant du compresseur 16 avant qu'il ne pénètre dans le compresseur 18, présente une extrémité haute équipée d'une attache moteur 29 reliant la turbomachine 1 à un mât d'accrochage 31, de préférence destiné à être monté sur la voilure de l'aéronef. En aval de la turbine de pression intermédiaire 24, se trouve un récepteur à hélices 5 contrarotatives 30, ce récepteur formant l'élément propulseur de la turbomachine. Le récepteur 30 comprend à son extrémité amont une turbine libre de puissance 32, formant turbine basse pression. Cette turbine comporte un rotor 10 34 relié mécaniquement à un dispositif de transmission mécanique 13, formant réducteur et comprenant notamment un train épicycloïdal 15. Sa partie stator comprend quant à elle un carter extérieur 36 dont une bride amont 38 est fixée sur une bride aval 40 du carter 12, 15 située à l'extrémité de la turbine intermédiaire 24. La fixation s'effectue de manière conventionnelle, par boulonnage. De plus, en aval de la turbine 32, le récepteur 30 intègre une première hélice 7 ou hélice 20 aval, portant des pales 7a. De manière analogue, le système 30 comprend une seconde hélice 9 ou hélice amont, portant des pales 9a. Ainsi, les hélices 7, 9 sont décalées l'une de l'autre selon la direction 4, et toutes les deux situées en aval de la turbine libre 32. 25 Les deux hélices 7, 9 sont destinées à tourner dans des sens opposés autour de l'axe 2 sur lequel elles sont centrées, les rotations s'effectuant par rapport au stator 34 restant immobile. L'entraînement en rotation de ces deux hélices 7, 9, 30 dépourvues de carénage radial extérieur les entourant, s'effectue à l'aide du dispositif de transmission mécanique 13 auquel elles sont reliées. Le récepteur 30 est donc agencé en porte-à-faux à l'extrémité aval du générateur de gaz, ce qui 5 génère des efforts sources de distorsions de ce dernier, en particulier de son carter externe. Cela peut conduire à des consommations de jeux importantes en bout de pales des modules du générateur de gaz, en particulier au niveau des pales du compresseur haute 10 pression. Ces consommations de jeux sont susceptibles de dégrader sensiblement le rendement global et la marge au pompage de la turbomachine. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au 15 moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant un récepteur à hélices contrarotatives ainsi qu'un générateur de gaz 20 double corps comportant un compresseur basse pression ainsi qu'un compresseur haute pression séparés par un carter intermédiaire, ledit générateur de gaz étant agencé en amont dudit récepteur. Selon l'invention, la turbomachine comprend 25 en outre une enveloppe structurale de support du récepteur, ladite enveloppe entourant le générateur de gaz et présentant une extrémité aval fixée audit récepteur ainsi qu'une extrémité amont fixée audit carter intermédiaire. De plus, elle comprend des moyens 30 additionnels de liaison entre ladite enveloppe structurale de support et le générateur de gaz, agencés entre les extrémités amont et aval de l'enveloppe. L'invention est donc remarquable en ce qu'elle permet à au moins une partie des efforts, résultant de la position en porte-à-faux du récepteur, de ne plus transiter par la portion du générateur de gaz située en aval du carter intermédiaire. En effet, ces efforts transitent par l'enveloppe structurale pour être ensuite directement introduits dans le carter intermédiaire séparant les deux compresseurs. La solution apportée permet ainsi avantageusement de supprimer la liaison mécanique directe entre l'extrémité aval du générateur de gaz, et l'extrémité amont du récepteur. De préférence, il n'est d'ailleurs plus prévu de liaison mécanique directe entre le récepteur et le carter externe du générateur de gaz située, en aval du carter intermédiaire. Il en découle une diminution des distorsions du générateur de gaz, en particulier de son carter externe, en aval du carter intermédiaire. Cela entraîne une limitation notable de la consommation des jeux en bout de pales des modules du générateur, en particulier en bout de pales du compresseur haute pression. Le rendement global et la marge au pompage de la turbomachine s'en trouvent sensiblement améliorés. De préférence, lesdits moyens additionnels de liaison sont conçus de manière à permettre un déplacement relatif entre ladite enveloppe structurale de support et le générateur de gaz. Cela permet non 30 seulement de gérer de manière satisfaisante la dilatation thermique différentielle entre les deux éléments reliés par ces moyens additionnels, mais également d'augmenter sensiblement la partie des efforts résultant du porte-à-faux qui transite vers le carter intermédiaire, par l'enveloppe structurale, sans solliciter le carter externe du générateur de gaz. Il est même possible de faire en sorte que l'intégralité des efforts concernés transite par cette enveloppe, sans charger la partie du générateur de gaz située en aval du carter intermédiaire. Le rendement global de la turbomachine est alors parfaitement optimisé grâce à la souplesse conférée par les moyens additionnels de liaison, qui permettent donc à l'enveloppe de se déformer tout en limitant / empêchant la transmission d'efforts au générateur de gaz. De préférence, lesdits moyens additionnels de liaison comprennent une pluralité de bielles réparties circonférentiellement les unes des autres, autour de l'axe longitudinal de la turbomachine, ces bielles étant préférentiellement montées à leurs extrémités par des liaisons rotulées. De préférence, lesdits moyens additionnels de liaison sont agencés en aval de la chambre de combustion du générateur de gaz, et encore plus préférentiellement à proximité d'une extrémité aval du générateur de gaz. Enfin, la turbomachine comporte de préférence des moyens permettant de prélever un flux d'air à la sortie du compresseur basse pression et de le diriger vers un espace annulaire délimité extérieurement par l'enveloppe structurale de support, la turbomachine étant conçue de manière à ce que ledit flux d'air soit introduit dans une turbine de puissance du récepteur. L'enveloppe structurale est alors mise à profit pour canaliser un flux secondaire d'air à travers la turbomachine, qui en est habituellement 5 dépourvue sur ce type de conception à hélices contrarotatives non carénées. Le flux d'air prélevé est ensuite réinjecté dans la turbine de puissance, ce qui permet de réduire la consommation de carburant, refroidir les éléments du générateur de gaz situés au 10 contact et à proximité de ce flux d'air dérivé, et contrôler les aspects thermodynamiques du compresseur basse pression, en particulier sa marge au pompage. Le prélèvement d'air peut être réalisé à l'aide d'écopes fixes ou commandables, de préférence 15 montées sur le carter intermédiaire. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS 20 Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1, déjà décrite, représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine, selon une réalisation connue de l'art 25 antérieur ; - la figure 2 représente une vue en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; et - la figure 3 représente une vue similaire 30 à celle de la figure 2, avec la turbomachine, montrée partiellement, se présentant sous la forme d'une alternative de réalisation. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS Sur la figure 2, il est représenté une turbomachine du type à « open rotor », selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. Les éléments portant les mêmes références numériques que des éléments de turbomachine de la figure 1 correspondent à des éléments identiques ou similaires. Ainsi, on peut s'apercevoir que la particularité de la présente invention réside dans la présence d'une enveloppe structurale 50 de support du récepteur 30. Cette enveloppe 50 s'étend autour du générateur de gaz 14, en étant centrée sur l'axe 2, entre une extrémité aval 50a et une extrémité amont 50b. L'extrémité amont 50b est fixée au carter intermédiaire par l'intermédiaire d'une bride de fixation 52 prévue sur l'enveloppe, et d'une bride de fixation 54 du carter intermédiaire 27. Les deux brides sont fixées classiquement par boulonnage. La bride 54 s'étend radialement vers l'extérieur à partir d'une extrémité aval et externe du carter intermédiaire. De préférence, cette bride 54 présente une surface de contact avec la bride 52, qui se situe dans un plan correspondant au plan d'interface entre le carter intermédiaire 27 et la portion du carter externe 12 qui entoure le compresseur haute pression 18. Ainsi, l'enveloppe 50 s'étend à partir du carter intermédiaire 27 autour et à distance du carter externe 12, vers l'aval en direction de son extrémité 50a portant une bride de fixation 56. Celle-ci est fixée classiquement par boulonnage à la bride de fixation amont 38 du carter extérieur 36 du récepteur 30, cette dernière bride 38 n'étant donc plus fixée directement sur la partie aval du générateur de gaz 14, comme cela était le cas antérieurement. En revanche, il est prévu des moyens additionnels de liaison entre l'enveloppe 50 et l'extrémité aval du générateur de gaz 14, ces moyens étant préférentiellement montés à proximité de l'extrémité aval 50a, et se raccordant sur la partie du carter externe 12 entourant la turbine 24, sur ou à proximité d'une extrémité aval de celle-ci. Ces moyens prennent la forme d'une pluralité de bielles 60 réparties circonférentiellement les unes des autres, autour de l'axe longitudinal 2. Chaque bielle 60 s'inscrit de préférence dans un plan intégrant cet axe 2, en étant légèrement inclinée par rapport à la direction verticale de manière à ce que son extrémité radialement interne soit décalée vers l'aval par rapport à son extrémité radialement externe. Cet agencement permet d'accompagner de manière satisfaisante la dilatation thermique du générateur de gaz vers l'aval, ce dernier ayant tendance à plus se dilater que l'enveloppe 50, moins exposée aux sollicitations thermiques. Ainsi, les bielles permettent avantageusement un déplacement relatif entre l'enveloppe structurale 5 et le générateur de gaz 14, dans les trois directions longitudinale A, radiale B et tangentielle C. Pour faciliter ces mouvements relatifs, les bielles 60 sont montées à leurs extrémités par des liaisons rotulées 62. Avec cette configuration, les efforts résultant de la position en porte-à-faux du récepteur 5 30 transitent quasi-exclusivement par l'enveloppe 50, qui peut alors se déformer sans charger le générateur de gaz agencé à distance, radialement vers l'intérieur. L'enveloppe 50 est préférentiellement fabriquée à l'aide de deux demi-coques fixées 10 longitudinalement l'une sur l'autre. Elles sont métalliques ou réalisées en matériau composite, selon le niveau de sollicitation thermique auquel elle est soumise. Cette enveloppe 50 peut avantageusement 15 être utilisée de manière à faire circuler un flux secondaire frais au sein de la turbomachine. A cet effet, elle comporte des moyens conventionnels (non représentés) du type écopes permettant de prélever un flux d'air 70 à la sortie du compresseur basse pression 20 16. Les écopes, montées sur le carter intermédiaire, sont fixes ou commandables. Le flux d'air 70 qu'elles dérivent du flux sortant du compresseur 16 transite donc par le carter intermédiaire 27 au sein duquel ce flux 70 est prélevé, avant de rejoindre un espace 25 annulaire 72 délimité extérieurement par la surface intérieure de l'enveloppe 60, et délimité intérieurement par le carter externe 12 du générateur. Le flux 70 se dirige vers l'aval jusqu'à emprunter un passage annulaire 78 entre les extrémités aval du 30 carter 12 et de l'enveloppe 50, et être ainsi introduit dans la turbine libre de puissance 36, comme schématisé sur la figure 2. Dans cette turbine, il rejoint le flux primaire 74 issu de la turbine 24, duquel il avait été séparé par les écopes au sein du carter intermédiaire 27. Selon une alternative de réalisation représentée sur la figure 3, l'extrémité aval 50a de l'enveloppe 50 est raccordée par sa bride 56 à l'extrémité aval du carter externe 36 de la turbine 32, via une bride 80 dédiée à cet effet. 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.15 REVENDICATIONS1. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant un récepteur (30) à hélices contrarotatives ainsi qu'un générateur de gaz double corps (14) comportant un compresseur basse pression (16) ainsi qu'un compresseur haute pression (18) séparés par un carter intermédiaire (27), ledit générateur de gaz étant agencé en amont dudit récepteur, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre une enveloppe structurale (50) de support du récepteur (30), ladite enveloppe entourant le générateur de gaz (14) et présentant une extrémité aval (50a) fixée audit récepteur ainsi qu'une extrémité amont (50b) fixée audit carter intermédiaire (27), et en ce qu'elle comprend des moyens additionnels de liaison (60) entre ladite enveloppe structurale de support et le générateur de gaz, agencés entre les extrémités amont et aval (50b, 50a) de l'enveloppe. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits moyens additionnels de liaison (60) sont conçus de manière à permettre un déplacement relatif entre ladite enveloppe structurale de support (50) et le générateur de gaz (14). 3. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que lesdits moyens additionnels de liaison comprennent une pluralité de bielles (60) réparties circonférentiellement les unes des autres, autour de l'axe longitudinal (2) de la turbomachine. 4. Turbomachine selon la revendication 3, caractérisée en ce que lesdites bielles (60) sont montées à leurs extrémités par des liaisons rotulées (62). 5. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que lesdits moyens additionnels de liaison (60) sont agencés en aval de la chambre de combustion (20) du générateur de gaz (14). 6. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle 15 comporte des moyens permettant de prélever un flux d'air (70) à la sortie du compresseur basse pression (16) et de le diriger vers un espace annulaire (74) délimité extérieurement par l'enveloppe structurale de support (50), la turbomachine étant conçue de manière à 20 ce que ledit flux d'air (70) soit introduit dans une turbine de puissance (36) du récepteur (30). 25 30