FR 3050721 A1 20171103 FR 1653814 A 20160428 1 ENSEMBLE MOTEUR POUR AERONEF COMPRENANT UN BORD D'ATTAQUE DE MAT INTEGRE A UNE RANGEE ANNULAIRE D'AUBES DIRECTRICES DE SORTIE NON CARENEES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des ensembles moteurs comprenant une turbomachine rapportée sur une partie de fuselage, par l'intermédiaire d'un mât d'accrochage. Elle concerne plus préférentiellement des conceptions dans lesquelles la turbomachine est rapportée en partie arrière latérale du fuselage. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE De l'art antérieur, il est connu de rapporter des turbomachines en partie arrière latérale du fuselage de l'aéronef, ces turbomachines comportant un doublet d'hélices contrarotatives non-carénées et étant également dénommées « à Open Rotor », ou encore « CROR » (de l'anglais « Contra Rotative Open Rotor »). De telles turbomachines sont par exemple connues du document FR 3 024 125. En configuration dite « Puller », dans laquelle les hélices sont agencées en amont d'un générateur de gaz de la turbomachine, il est prévu une distance axiale minimale entre le bord de fuite des pales de l'hélice la plus arrière, et le bord d'attaque du mât d'accrochage. Cette distance minimale, par exemple de l'ordre d'un mètre, permet en particulier de limiter les risques de décollement de la couche limite sur les pales de l'hélice la plus arrière. Cependant, la mise en oeuvre de cette distance minimale génère un porte-à-faux conséquent de la turbomachine sur le mât d'accrochage. La présence de ce porte-à-faux requiert des dimensionnements appropriés pour le mât et la partie du fuselage supportant ce mât, avec pour conséquence une masse globale importante de l'ensemble. 3050721 2 EXPOSÉ DE L'INVENTION Pour répondre au moins partiellement à ce problème, l'invention a pour objet un ensemble moteur pour aéronef comprenant : - une partie de fuselage de l'aéronef ; 5 - une turbomachine comprenant une hélice non-carénée, ainsi qu'une rangée annulaire d'aubes directrices de sortie non-carénées agencées en aval de l'hélice et fixes en rotation par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine; et - un mât d'accrochage de la turbomachine sur la partie de fuselage, le mât comprenant un bord d'attaque de mât. 10 Selon l'invention, au moins une partie du bord d'attaque de mât est intégrée au sein de ladite rangée annulaire, entre deux aubes directrices de sortie de celle-ci. Grâce à ce recul de la turbomachine jusqu'à l'intégration du bord d'attaque de mât dans la rangée annulaire d'aubes directrices de sortie, le porte-à-faux 15 de la turbomachine est considérablement réduit. Le mât et la partie de fuselage concernée sont alors avantageusement moins chargés, ce qui permet de réduire leurs dimensionnements et aboutir ainsi à une masse globale moins conséquente pour l'ensemble moteur. L'invention présente de préférence au moins l'une des caractéristiques 20 optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. Une extrémité avant de ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât se trouve dans un plan fictif P2 traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie. Le mât d'accrochage comporte une structure principale située en aval 25 du bord d'attaque de mât, la structure principale reliant ladite partie de fuselage à la turbomachine. Cette structure principale présente une forme élancée, telle qu'une forme globale de caisson rectangulaire, et constitue le chemin principal d'efforts entre le moteur et le fuselage. Elle est réalisée de manière conventionnelle à l'aide de panneaux latéraux, de longerons inférieurs et supérieurs, et de nervures internes. 3050721 3 Selon un mode de réalisation préféré de l'invention, le bord d'attaque de mât est fixe par rapport à la structure principale du mât. Selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention, ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât est mobile en rotation par rapport à la 5 structure principale du mât, selon un axe de pivotement sensiblement parallèle à une direction d'envergure du bord d'attaque de mât. Il est alors préférentiellement prévu que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât soit raccordée à un dispositif de calage en incidence des aubes directrices de sortie, ledit dispositif étant conçu pour faire varier en incidence ladite au 10 moins une partie du bord d'attaque de mât, en la faisant pivoter selon ledit axe de pivotement. De préférence, l'axe de pivotement se situe dans un même plan fictif que celui intégrant les axes radiaux des aubes directrices de sortie, axes radiaux selon lesquels les aubes directrices de sorties sont conçues pour être pivotées en incidence par 15 ledit dispositif de calage en incidence. De préférence, ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât présente une section transversale de forme générale concave, et de préférence de forme générale sensiblement identique à celle de la section transversale des aubes directrices de sortie. 20 Selon un mode de réalisation préféré de l'invention, ledit bord d'attaque s'étend de manière sensiblement rectiligne entre la turbomachine et la partie de fuselage. Selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention, ledit bord d'attaque de mât présente une portion bombée vers l'avant formant ladite au moins une 25 partie du bord d'attaque de mât intégrée au sein de ladite rangée annulaire d'aubes directrices de sortie, la portion bombée s'étendant à partir de la turbomachine vers la partie de fuselage et étant prolongée par une portion de jonction avec cette partie de fuselage, ladite partie bombée présentant de préférence une arête avant de forme sensiblement identique à un bord d'attaque des aubes directrices de sortie. 3050721 4 De préférence, la portion de jonction du bord d'attaque de mât est sensiblement rectiligne. De préférence, la turbomachine comporte un générateur de gaz agencé en aval de l'hélice. De plus, ladite partie de fuselage est préférentiellement une partie 5 arrière latérale de ce fuselage. Comme évoqué ci-dessus, la turbomachine comprend également un dispositif de calage en incidence des aubes directrices de sortie, ce dispositif de calage en incidence étant également conçu pour faire varier en incidence les pales de l'hélice non-carénée, en les faisant pivoter selon des axes radiaux de ces pales. Alternativement, il 10 pourrait s'agir de deux dispositifs de calage en incidence distincts, pilotés de façon synchronisée. Enfin, l'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un ensemble moteur tel que celui décrit ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans 15 la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue schématique de dessus d'une partie 20 d'un aéronef comprenant un ensemble moteur selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 représente une vue en perspective de l'hélice équipant l'ensemble moteur montré sur la figure précédente ; - la figure 3 représente une vue en perspective de la rangée annulaire 25 d'aubes directrices de sortie équipant l'ensemble moteur montré sur la figure 1; - la figure 4a représente une vue en coupe prise selon la ligne IV-IV de la figure 1 ; 3050721 5 - la figure 4b est une vue similaire à celle de la figure précédente, avec le bord d'attaque se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation de l'invention ; - la figure 4c est une vue similaire à celle de la figure 4b, avec le bord 5 d'attaque de mât se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation préféré de l'invention ; et - la figure 5 représente une vue similaire à celle de la figure 1, avec le bord d'attaque de mât se présentant sous la forme encore d'un autre mode de réalisation préféré de l'invention. 10 EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté une partie arrière d'aéronef 100, comprenant un ou plusieurs ensembles moteurs 1 selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention. Plus précisément, l'aéronef 100 comporte deux ensembles moteurs 1 (un seul ayant été représenté en intégralité sur la 15 figure 1), chacun étant ainsi agencé en partie arrière de l'aéronef. Chaque ensemble moteur 1 comporte une partie arrière latérale 102a d'un fuselage 102. Il comporte également une turbomachine 10 équipée d'une unique hélice non-carénée 14 en mode « Puller », c'est-à-dire qu'elle comprend un générateur de gaz 12 agencé en aval de l'hélice 14. A cet égard, il est noté que dans toute la description, 20 les termes « amont » et « aval » sont à considérer par rapport à une direction principale d'écoulement des gaz à travers les turbomachines 10, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 16. De plus, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de l'ensemble moteur 1, qui est également assimilable à la direction longitudinale de la turbomachine 10 et de cet ensemble 1. Cette direction X est 25 parallèle à un axe longitudinal 5 de la turbomachine 10. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble moteur 1 et également assimilable à la direction transversale de la turbomachine 10, tandis que la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles et forment un trièdre direct. 3050721 6 L'ensemble moteur 1 comporte aussi un mât d'accrochage 20 de la turbomachine sur la partie de fuselage 102a. Le mât 20, également dénommé EMS (de l'anglais « Engine Mounting Structure »), comprend une structure principale en forme de caisson 22 dédié à la reprise des efforts provenant de la turbomachine. Ce caisson 22 est 5 réalisé notamment avec un longeron arrière 28 à partir duquel s'étend vers l'aval un bord de fuite de mât 24, ainsi qu'avec un longeron avant 30 à partir duquel s'étant vers l'amont un bord d'attaque de mât 26. En vue de dessus, le caisson 22 s'étend selon la direction Y, de la turbomachine 10 à la partie de fuselage 102a. De retour à la turbomachine 10 montrée sur la figure 1, il est noté que 10 celle-ci présente une unique hélice 14 rotative autour de l'axe 5, et non deux hélices contrarotatives comme cela est le cas sur les turbomachines du type Open Rotor plus conventionnelles. La turbomachine 10 est également dénommée USF (de l'anglais « Unducted Single Fan »). Néanmoins, elle comporte en aval de l'hélice 14 une rangée annulaire 32 d'aubes directrices de sortie non-carénées. Cette rangée annulaire 32 n'est 15 donc pas montée rotative relativement à l'axe 5, mais fixe en rotation par rapport à ce dernier. En référence aux figures 2 et 3, la turbomachine comporte un dispositif 38 de calage en incidence, permettant de faire varier en incidence à la fois les pales 50a de l'hélice 14 selon leurs axes radiaux 54a, et les aubes directrices de sortie 50b de la 20 rangée annulaire fixe 32, également selon leurs axes radiaux 54b. Sur la figure 2 représentant l'hélice 14, celle-ci comporte un moyeu 40 centré sur l'axe de rotation de l'hélice, correspondant à l'axe 5. Ce moyeu 40 comporte un anneau principal 42 centré sur l'axe 5, percé de plusieurs ouvertures 44 espacées circonférentiellement les unes des autres, et orientées radialement relativement à cet axe 25 5. Le moyeu 40 comporte également des organes creux 46 associés aux ouvertures 44 et s'étendant radialement vers l'extérieur à partir de l'anneau principal 42. Chaque organe creux 46 est centré sur l'un des axes radiaux 54a et destiné à la réception d'une pale 50a de l'hélice. En outre, l'hélice comprend un capotage extérieur 52 représenté uniquement schématiquement sur la figure 2, ce capotage 52 étant centré sur l'axe 5 et agencé autour des organes creux 46. De manière conventionnelle, la surface extérieure de ce capotage 3050721 7 52 est destinée à être épousée par l'air circulant autour de la turbomachine, avant d'atteindre les pales de l'hélice. L'hélice 14 comprend ainsi une pluralité de pales 50a, prévues dans un nombre par exemple compris entre huit et douze. Le pied 56 de chaque pale 50a fait 5 saillie radialement vers l'intérieur du moyeu 40, de manière à pouvoir être raccordé mécaniquement de manière conventionnelle au dispositif de calage en incidence 38. La rangée annulaire 32 montrée sur la figure 3 peut présenter une conception identique ou similaire à celle de l'hélice 14. Par conséquent, sur les figures 2 et 3, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des 10 éléments identiques ou similaires. L'une des différences réside néanmoins dans le fait que le moyeu 40 n'est pas rotatif relativement à l'axe 5. De plus, l'une des particularités de l'invention réside dans le fait que la rangée annulaire 32 présente entre deux aubes 50b un espace libre 60 pour l'intégration d'au moins une partie du bord d'attaque de mât. En effet, de retour à la figure 1, il est noté que le bord d'attaque de mât 15 26 est intégré à la rangée annulaire 32, entre deux aubes directrices directement consécutives. Dans le premier mode de réalisation montré sur les figures 1 à 4a, c'est l'ensemble du bord d'attaque de mât 26 qui est intégré à la rangée annulaire 32. Le bord d'attaque de mât 26 est ici fixe par rapport au caisson 22, et présente une section 20 classique de profil aérodynamique, analogue à celui d'une aile d'aéronef. En outre, il s'étend de façon sensiblement rectiligne selon une direction d'envergure 62, entre la turbomachine 10 et la partie de fuselage 102a. Dans ce premier mode de réalisation préféré, le bord d'attaque de mât 26 est considéré comme entièrement intégré à la rangée annulaire 32, car il est traversé 25 sur toute sa longueur par un plan fictif P1 passant par les axes radiaux des aubes directrices de sortie 50b. De plus, une extrémité avant du bord d'attaque de mât 26 se trouve dans un plan fictif P2 traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b, ce plan P2 étant sensiblement orthogonal à l'axe 5. Encore plus préférentiellement, 3050721 8 l'extrémité avant du bord d'attaque de mât 26 se trouve dans un même plan transversal fictif que l'extrémité avant du bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b. L'invention est ainsi remarquable en ce qu'elle permet d'approcher le centre de gravité de la turbomachine, référencé 66 sur la figure 1, au plus près du caisson 5 22 du mât d'accrochage 20. Cela permet de réduire le porte-à-faux de la turbomachine, et donc de diminuer les efforts qui transitent par le mât 20 et la partie de fuselage 102a. La masse de l'ensemble moteur 1 s'en trouve avantageusement réduite. De préférence, le centre de gravité 66 se situe dans le prolongement du caisson 22, vers l'extérieur dans la direction d'envergure 62. 10 En outre, la turbomachine ayant été fortement décalée vers l'aval en comparaison des réalisations connues de l'art antérieur, il en découle une diminution de la section du fuselage exposée aux nuisances acoustiques provoquées par la turbomachine. Egalement, la conception selon l'invention implique qu'il n'existe plus d'interactions néfastes entre le flux d'air sortant des aubes directrices de sortie 50b, et le 15 bord d'attaque de mât 26. Cela permet avantageusement d'augmenter les performances aérodynamiques ainsi que les performances globales de l'ensemble moteur 1. Selon un second mode de réalisation préféré montré sur la figure 4b, le bord d'attaque de mât 26 n'est plus de forme conventionnelle, mais sa section transversale est de forme générale concave, avec la concavité orientée dans une même 20 direction que celle des aubes 50b. D'ailleurs, il est préférentiellement fait en sorte que la section transversale du bord d'attaque 26 présente une forme générale sensiblement identique à celle de la section transversale de ces aubes directrices de sortie 50b, pour une meilleure intégration du bord d'attaque de mât 26 au sein de la rangée annulaire 32. Selon un troisième mode de réalisation préféré montré sur la figure 4c, 25 la forme du bord d'attaque de mât 26 est conservée, mais celui-ci est agencé mobile en rotation par rapport au caisson 22, selon un axe de pivotement 54b sensiblement parallèle à la direction d'envergure 62. Par conséquent, le bord d'attaque de mât 26 peut être assimilé à une aube directrice de sortie, et être piloté en incidence de la même manière que les autres aubes de la rangée annulaire, par le biais du dispositif de calage 38 30 auquel il est raccordé mécaniquement. 3050721 9 Dans ce cas de figure, il est préférentiellement prévu que l'axe de pivotement 54b du bord d'attaque de mât 26 se situe dans le même plan fictif P1 que celui intégrant les axes radiaux 54b des aubes directrices de sortie 50b montrée sur la figure 3. 5 Enfin, la figure 5 montre un quatrième mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel seule une partie 26a du bord d'attaque de mât 26 est intégrée à la rangée annulaire 32. Il s'agit d'une portion 26a bombée vers l'avant, à la manière d'un bord d'attaque d'une aube directrice de sortie. Cette portion bombée 26a s'étend à partir de la turbomachine 10 vers la partie de fuselage, sur une longueur radiale sensiblement 10 identique à celle des aubes directrices de sortie 50b. De plus, la partie bombée 26a présente une arête avant 26a', assimilable à son bord d'attaque, dont la forme est sensiblement identique à celle d'un bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b. La portion bombée 26a est prolongée par une portion 26b de jonction avec la partie de fuselage 102a, cette portion de jonction 26b étant sensiblement 15 rectiligne et parallèle à la direction d'envergure 62. Ici aussi, l'extrémité avant de l'arête 26a' se trouve dans le plan fictif transversal P2 traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b, et plus préférentiellement, le plan transversal fictif P2 traverse l'extrémité avant du bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b. 20 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. En particulier, les modes de réalisation qui ont été décrits ci-dessus ne sont pas exclusifs les uns des autres, mais peuvent au contraire être combinés entre eux. 25 REVENDICATIONS1. Ensemble moteur (1) pour aéronef comprenant : - une partie de fuselage (102a) de l'aéronef ; - une turbomachine (10) comprenant une hélice non-carénée (14), ainsi qu'une rangée annulaire (32) d'aubes directrices de sortie non-carénées (50b) agencées en aval de l'hélice et fixes en rotation par rapport à un axe longitudinal (5) de la turbomachine ; et - un mât d'accrochage (20) de la turbomachine (10) sur la partie de fuselage (102a), le mât comprenant un bord d'attaque de mât (26), caractérisé en ce qu'au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) est intégrée au sein de ladite rangée annulaire (32), entre deux aubes directrices de sortie (50b) de celle-ci. 2. Ensemble moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'une extrémité avant de ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) se trouve dans un plan fictif (P2) traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie (50b). 3. Ensemble moteur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que le bord d'attaque de mât (26) est fixe par rapport à une structure principale (22) du mât. 4. Ensemble moteur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) est mobile en rotation par rapport à une structure principale (22) du mât, selon un axe de pivotement (54b) sensiblement parallèle à une direction d'envergure (62) du bord d'attaque de mât (26). 3050721 11 5. Ensemble moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) est raccordée à un dispositif (38) de calage en incidence des aubes directrices de sortie (50b), ledit dispositif (38) étant conçu pour faire varier en incidence ladite au moins une partie du bord 5 d'attaque de mât (26, 26a), en la faisant pivoter selon ledit axe de pivotement (54b). 6. Ensemble moteur selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que l'axe de pivotement (54b) se situe dans un même plan fictif (P1) que celui intégrant les axes radiaux (54b) des aubes directrices de sortie (50b), axes radiaux 10 selon lesquels les aubes directrices de sorties sont conçues pour être pivotées en incidence par ledit dispositif de calage en incidence (38). 7. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât 15 (26, 26a) présente une section transversale de forme générale concave, et de préférence de forme générale sensiblement identique à celle de la section transversale des aubes directrices de sortie (50b). 8. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications 20 précédentes, caractérisé en ce que ledit bord d'attaque de mât (26) s'étend de manière sensiblement rectiligne entre la turbomachine (10) et la partie de fuselage (102a). 9. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que ledit bord d'attaque de mât présente une portion bombée vers 25 l'avant (26a) formant ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât intégrée au sein de ladite rangée annulaire (32) d'aubes directrices de sortie (50b), la portion bombée (26a) s'étendant à partir de la turbomachine (10) vers la partie de fuselage (102a) et étant prolongée par une portion (26b) de jonction avec cette partie de fuselage, ladite partie bombée (26a) présentant de préférence une arête avant (26a') de forme sensiblement identique à un bord d'attaque des aubes directrices de sortie (50b). 3050721 12 10. Ensemble moteur selon la revendication 9, caractérisé en ce que la portion de jonction (26b) du bord d'attaque de mât (26) est sensiblement rectiligne. 11. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications 5 précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine (10) comporte un générateur de gaz (12) agencé en aval de l'hélice (14). 12. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite partie de fuselage (102a) est une partie arrière 10 latérale de ce fuselage. 13. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine comprend également un dispositif (38) de calage en incidence des aubes directrices de sortie (50b), ledit dispositif de calage 15 en incidence (38) étant de préférence également conçu pour faire varier en incidence les pales (50a) de l'hélice non-carénée (14), en les faisant pivoter selon des axes radiaux (54a) de ces pales. 14. Aéronef (100) comprenant au moins un ensemble moteur (1) selon 20 l'une quelconque des revendications précédentes. 25