FR 3100575 A1 20210312 FR 1909801 A 20190905 L’invention concerne un ensemble pour turbomachine d'aéronef, comprenant un élément central (1) d'éjection de gaz, et une bride de liaison (9) interposée entre, à l’amont, une sortie (22a) métallique de turbomachine et, à l’aval, l’élément central (1). La bride de liaison comprend une partie annulaire (9a) et des pattes flexibles (11) présentant axialement : - une première extrémité (111a) où la patte est raccordée à ladite partie annulaire, et - une seconde extrémité (111b) libre, en saillie radiale vers l’intérieur par rapport à la première extrémité et vers laquelle ladite patte est fixée avec l’élément central (1). Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4. CONE D’EJECTION A FIXATION FLEXIBLE AERODYNAMIQUE Domaine technique de l’invention La présente invention se rapporte à un ensemble situé à l’arrière (extrémité aval) d’une turbomachine d'aéronef pour optimiser l'écoulement des gaz chauds expulsés par la turbomachine, et possiblement absorber au moins une partie du bruit engendré par [l'interaction de ces gaz chauds, issus des parties internes moteur (chambre de combustion, turbine(s), avec l'air ambiant et avec le flux d'air froid expulsé par la soufflante de la turbomachine.) Plus précisément, l’invention concerne la liaison entre ce qui est souvent dénommé « cône d'éjection » et, située juste à l’amont, une sortie de gaz de la turbomachine. Typiquement le cône d'éjection est complété (entouré) par une partie dite « tuyère primaire », ces éléments étant couramment désignés par les termes anglo- saxons « plug » ou « tail cone » pour le cône d'éjection et « nozzle » ou « primary nozzle » pour la tuyère. Le « cône d'éjection » est destiné à être positionné en aval de la (partie) turbine de la turbomachine, autour de laquelle la tuyère primaire est placée concentriquement. Le cône d'éjection et la tuyère primaire sont tous deux fixés sur un carter de turbomachine par un système de fixation comprenant des brides. Est ainsi déjà connu en soi, un ensemble pour turbomachine d'aéronef, comprenant : - un élément central d'éjection de gaz, annulaire autour d’un axe (X) et adapté pour que du gaz soit éjecté par la turbomachine autour de lui, d’amont vers l’aval, et - une bride de liaison interposée entre, à l’amont, une dite sortie métallique d'une turbomachine et, à l’aval, l’élément central, pour les relier ensemble. L’axe X précité est l’axe longitudinal, ou axe de rotation, de la turbomachine (en particulier de la soufflante 20 et des aubes mobiles du moteur 12 de la turbomachine schématisée figure 1). L’élément central d'éjection de gaz peut correspondre au cône d'éjection précité (repéré 1 ci-après), ou au moins à la partie amont 1a ci-après. Un cône d'éjection classique 1 est représenté à la figure 1, sur laquelle l'amont (AM) et l'aval (AV) de la structure suivant un axe moteur (axe X ci-avant) sont situés respectivement à gauche et à droite de la figure. Plus généralement, est illustrée figure 1, une turbomachine à gaz d'aéronef 10, appelée aussi ci-après turboréacteur, dont la partie centrale, formant le moteur 12 à turbine(s) à gaz, est montée à l'intérieur d'un ensemble 14 de nacelle de moteur, comme cela est typique d'un aéronef conçu pour un fonctionnement subsonique. L'ensemble 14 de nacelle comprend généralement une nacelle de moteur (« core » en anglais) 16 et une nacelle de soufflante 18 entourant une soufflante 20 située axialement en amont du moteur 12. Axialement a pour sens, suivant l’axe X ou parallèlement à lui. Est « circonférentiel » ce qui s’étend autour de l’axe X. Est « radial » ce qui radial à l’axe X, donc suivant l’axe Z ou parallèlement à lui. Est « radialement intérieur » ce qui est radialement plus proche de l’axe X que ne l’est ce qui est « radialement extérieur ». Axialement en partie aval, le moteur 12 comprend au moins une turbine (qui peut être une turbine basse pression) et, encore plus en aval, un carter d’échappement 22 comprenant une virole annulaire interne 22a et une virole annulaire externe 22b délimitant entre elles une partie aval de la veine primaire 24 dans laquelle circule les gaz de combustion issus de la chambre de combustion du moteur 12. Axialement, la virole annulaire interne 22a est reliée au cône d'éjection 1, lequel peut comprendre une partie amont 1a, de forme sensiblement cylindrique, et une partie aval 1b, de forme conique. Relier (fixer) ensemble la sortie métallique précitée du turboréacteur, qui peut être ladite virole annulaire interne 22a, et ledit élément central, qui peut être ladite partie amont 1a du cône d'éjection 1, est difficile. En, effet, comme on le voit figure 2 qui illustre en coupe un agrandissement de la zone II de la figure 1, il peut être compliqué de fixer ensemble axialement, au niveau d’un bulbe 7, la sortie métallique précitée du turboréacteur, qui peut être ladite virole annulaire interne 22a et l’élément central (repéré de façon générale 3) que l’on assimilera, dans l’exemple de réalisation de l’invention qui suit, au cône d'éjection 1, le bulbe 7 étant une zone, renflée radialement vers l’extérieur, que peut présenter l’élément central 3. Peuvent ainsi se poser en particulier des problèmes : - de gestion du diamètre d’entrée de l’élément central pour le passage de supports souples, - de fixation compliquée, - de liaisons inclinées (non parallèles à l’axe X), dans le bulbe, - de fuite ou de déviation du flux de gaz. Une solution proposée à une partie au moins de ces problèmes consiste: - en ce que la bride de liaison présentée ci-avant comprenne : -- une partie annulaire et, circonférentiellement, des pattes flexibles présentant individuellement, axialement : --- une première extrémité vers laquelle la patte est raccordée à ladite partie annulaire, et --- une seconde extrémité libre vers laquelle ladite patte est fixée avec l’élément central, la seconde extrémité libre étant située axialement à l’amont de la première extrémité, et, - en ce que sur une dite patte flexible de la bride de liaison, la seconde extrémité libre s’étend en saillie radiale vers l’intérieur par rapport à la première extrémité. Dans le texte, raccordé à pour sens fixé avec par un moyen mécanique (vissage, soudage notamment) ou intégré avec. Si cela créé un raccordement monobloc, cela est précisé. Une telle solution permet notamment de reprendre les dilatations différentielles entre ledit élément central et ladite partie annulaire qui peuvent respectivement appartenir au carter d’échappement métallique et au cône d'éjection qui n’est pas métallique, ou les définir. On limite bien le risque de fuite ou de déviation du flux de gaz, dès lors que ladite partie annulaire, radialement plus extérieure que les pattes flexibles, fait naturellement écran, tout en permettant de décaler radialement les zones de fixation et de conjuguer souplesse et facilité de montage. En assurant une souplesse de l’aval vers l’amont dans les fixations via lesdites pattes flexibles, on va en outre pouvoir rapprocher vers l’amont, donc vers la bride de liaison, la fixation de l’élément central/cône d'éjection, ceci favorisant une zone de fixation située axialement en dehors d’un dit bulbe et d’une zone de traitement acoustique qui pourrait être prévue. Concernant l’étanchéité que l’on souhaite favoriser entre ladite sortie métallique de turbomachine et, à l’aval, l’élément central, il est aussi proposé : - que ladite partie annulaire de la bride (appelée aussi virole) de liaison définisse une paroi pleine qui (axialement et circonférentiellement) occupera uniformément l’espace entre la sortie métallique de turbomachine et ledit élément central ; et/ou - que ladite partie annulaire présente, à une extrémité aval, un joint annulaire à doigts flexibles (finger seals en anglais) s’appuyant contre une surface radialement extérieure de l’élément central, de façon à assurer une continuité aérodynamique. On agira ainsi efficacement contre les fuites précitées. On favorisera en outre une veine aérodynamique lisse et donc la performance du cône d'éjection, avec une protection via ladite partie annulaire de la bride. De préférence, ladite partie annulaire, qui sera coaxiale avec ledit élément central, sera cylindrique. De la sorte, on favorise encore la continuité aérodynamique dans la veine de gaz. Il est aussi proposé ce qui suit, considéré en combinaison ou non : a) l’élément central pourra présenter une paroi périphérique : - pourvue d’une structure d'atténuation acoustique, et - présentant, en amont de la structure d'atténuation acoustique, une partie extrême amont : -- située de façon radialement intérieure par rapport aux pattes flexibles, et -- où l’élément central sera fixé avec lesdites pattes flexibles à leurs dites secondes extrémités libres. Le montage entre l’élément central et la bride de liaison en sera facilité ; b) la fixation entre l’élément central et lesdites pattes flexibles pourra comprendre des vis les traversant, les vis comprenant chacune une tige filetée ayant une tête disposée de façon radialement intérieure par rapport à la partie extrême amont et aux pattes flexibles. On pourra ainsi visser radialement depuis l’intérieur, les têtes de vis étant bien à l’écart de la veine de gaz. Il suffira d’un faible espace radial entre les pattes flexibles et ladite partie annulaire pour y placer un taraudage, par exemple via un écrou) ; c) les pattes flexibles pourront s’étendre de façon radialement intérieure par rapport à la partie annulaire, laquelle pourra se prolonger vers l’amont par une collerette radiale de fixation orientée radialement vers l’intérieur. Ceci favorisera : - la structuration mécanique et la protection des pattes flexibles et de ses fixations, y compris si y est fixée la partie extrême amont de la structure d'atténuation acoustique (qui peut être en CMC), - la continuité aérodynamique dans la veine de gaz. Il pourra même être possible que la structure d'atténuation acoustique s’étende axialement jusqu’au droit desdites pattes. Ainsi, on aura pu fixer ledit élément central, y compris donc un élément central en CMC (composite à matrice céramique, comme connu en soi), sans impacter le traitement acoustique et sans être situé dans le profil aérodynamique en bulbe. La bride de liaison pourra alors être métallique, sans difficulté. Et, d’autant plus ainsi, on maximisera la surface traitée acoustique de l’élément central. Ce qui précède sera de préférence réalisé : - avec une dite partie extrême amont de fixation de l’élément central s’étendant parallèlement audit axe (X) (évitant donc les liaisons inclinées précitées), - de même pour lesdites pattes vers leurs dites secondes extrémités, de façon qu’ainsi ces pattes et ladite partie extrême amont de l’élément central/cône d'éjection soient fixées ensemble par des vis les traversant. Avec desdites pattes flexibles assurant une souplesse de l’aval vers l’amont dans les fixations, on va pouvoir : - gagner en compacité, - donc limiter la masse de la solution par rapport à d’autres supports souples, - intégrer, y compris avec des brides de liaison métalliques, des architectures d’éléments centraux/cônes d'éjection (CMC ou métalliques) pourvus de traitements acoustiques rapportés à une veine de gaz (voir la veine primaire 24 précitée) équipée de raidisseurs amont et aval. Le raccordement des pattes flexibles avec ladite partie annulaire, à leurs dites première extrémité pourra être réalisée par des soudures. Ainsi, on pourra éviter la présence de découpes formées dans la partie annulaire et créant des ouvertures où du gaz peut passer. L'invention pourra être, si nécessaire, mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention pourront apparaître à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : Brève description des figures est une coupe schématique de profil (coupe axiale) d'une turbomachine pour aéronef connue; correspond en demi-coupe axiale à la vue locale dans le cadre II de la figure 1, dans une version différente de celle de l’invention ; est une vue en perspective de la bride de liaison (9 ci-après), illustrée figure 2 ; et correspond à une partie de la vue de la figure 2, mais dans une version conforme à l’invention, à l’endroit de l’agrandissement de la zone marquée IV figure 2. Ensemble pour turbomachine d'aéronef, l’ensemble comprenant - un élément central (1) d'éjection de gaz, annulaire autour d’un axe (X) et adapté à ce que du gaz soit éjecté par la turbomachine autour de lui, d’amont vers l’aval, et - une bride de liaison (109) interposée entre, à l’amont, une sortie (22a) métallique de turbomachine et, à l’aval, l’élément central (1), pour les relier ensemble, caractérisé en ce que : - la bride de liaison (109) comprend une partie annulaire (109a), et, circonférentiellement, des pattes flexibles (111) présentant individuellement, axialement : -- une première extrémité (111a) vers laquelle la patte est raccordée à ladite partie annulaire, et -- une seconde extrémité (111b) libre vers laquelle ladite patte est fixée avec l’élément central (1), la seconde extrémité libre (111b) étant située axialement à l’amont de la première extrémité (111a), et, - sur une dite patte (111) flexible, la seconde extrémité (111b) libre s’étend en saillie radiale vers l’intérieur par rapport à la première extrémité (111a). Ensemble selon la revendication 1 dans lequel l’élément central (1) présente une paroi périphérique (15): - pourvue d’une structure (17) d'atténuation acoustique, et - présentant, en amont de la structure d'atténuation acoustique, une partie extrême amont (19) : -- située de façon radialement intérieure par rapport aux pattes flexibles (111), et -- où l’élément central (1) est fixé avec lesdites pattes flexibles (111) à leurs dites secondes extrémités libres (111b). Ensemble selon la revendication 2, dans lequel la fixation entre l’élément central (1) et lesdites pattes flexibles (11) comprend des vis (123) les traversant et qui comprennent chacune une tige filetée (123a) ayant une tête (123b) disposée de façon radialement intérieure par rapport à la partie extrême amont (19) et aux pattes flexibles (111). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les pattes flexibles (111) s’étendent de façon radialement intérieure par rapport à la partie annulaire (109a), laquelle se prolonge vers l’amont par une collerette radiale (37) de fixation orientée radialement vers l’intérieur. Ensemble selon la revendication 2, seule ou en combinaison avec l’une des revendications 3 ou 4, dans lequel la structure d'atténuation acoustique (17) s’étend axialement jusqu’au droit desdites pattes (111). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément central (1) est en composite à matrice céramique et la bride de liaison (109) est métallique. Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel une dite patte (111) flexible est raccordée à ladite partie annulaire (109a), à une dite première extrémité (11a), par soudure (39). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite partie annulaire (109a) définit une paroi pleine qui occupe uniformément l’espace entre la sortie (22a) métallique de turbomachine et, à l’aval, l’élément central (1). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite partie annulaire (109a) présente à une extrémité aval (109a1) un joint annulaire (27) à doigts flexibles (270) s’appuyant contre une surface radialement extérieure de l’élément central (1), de façon à assurer une continuité aérodynamique.