FR 3161200 A1 20251017 FR 2403687 A 20240410 L’ensemble propulsif comporte : - un pylône (102) conçu pour être fixé à une aile de l’aéronef ; - une hélice (104) non-carénée ; - une turbomachine (106) conçue pour entraîner l’hélice (104) autour d’un axe de rotation (X) ; - entre le pylône (102) et la turbomachine (106) : • une suspension amont (110) conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise amont (A1), • deux suspensions de reprise de poussée (114) conçues pour réaliser une reprise d’effort selon deux directions présentant une projection sur un plan vertical (P) passant par l’axe moteur (X) selon une direction dite direction de reprise de poussée (A3), dans lequel la direction de reprise amont (A1) et la direction de reprise de poussée (A3) s’intersectent en un point dit point de convergence (PC). Le point de convergence (PC) est situé dans le plan vertical (P), dans une zone (Z) s’étendant sous l’axe de rotation (X) et entre une verticale (V1) passant par un centre (G) de poussée aérodynamique de l’hélice (104) et une verticale (V2) passant par un point de fixation (PF) de la suspension amont (110) à la turbomachine (106). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 ENSEMBLE PROPULSIF D’UN AÉRONEF À HÉLICE NON-CARÉNÉE Domaine technique de l’invention La présente invention concerne un ensemble propulsif d’un aéronef à hélice non-carénée. Arrière-plan technologique Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. On connait de l’état de la technique un ensemble propulsif d’un aéronef, comportant : un pylône conçu pour être fixé à une aile de l’aéronef ; une hélice carénée, généralement appelée soufflante (de l’anglais « fan ») ; une turbomachine conçue pour entraîner l’hélice autour d’un axe de rotation ; entre le pylône et la turbomachine : une suspension amont conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise amont, deux suspensions de reprise de poussée conçues pour réaliser une reprise d’effort selon deux directions présentant une projection sur un plan vertical passant par l’axe moteur selon une direction dite direction de reprise de poussée, dans lequel la direction de reprise amont et la direction de reprise de poussée s’intersectent en un point dit point de convergence. Dans ce cas d’hélice carénée (soufflante), il est connu que le point de convergence soit situé sur l’axe de rotation, voire dans une zone du plan vertical s’étendant symétriquement au-dessus et en dessous de l’axe de rotation, à l’intérieur d’un ratio prédéfini d’une hauteur d’hélice, et, d’amont en aval, depuis une extrémité d’un nez d’hélice jusqu’à un compresseur haute pression . Cependant, le cas des hélices non-carénées n’est pas décrit dans la l’état de la technique. Or, les efforts dans le cas d’une hélice non-carénée ne se répartissent pas de la même manière que dans le cas d’une hélice carénée. Lorsque la turbomachine produit une poussée alors que l’aéronef est soumis à des charges de manœuvres (c’est-à-dire à des efforts aérodynamiques sur l’hélice), la turbomachine subit des contraintes importantes. En particulier, la turbomachine comporte un carter dont la partie entre les plans des suspensions amont et aval subissant un fléchissement important (de l’anglais « back-bone bending ») qui crée des fermetures de jeux, voire des usures dégradant la performance de la turbomachine. Par exemple, comme cela est connu en soi, la turbomachine comporte généralement un corps haute pression (« core HP » en anglais), un compresseur haute pression, une turbine haute pression, une turbine basse pression et un carter d’échappement. Dans le cas où la partie subissant le fléchissement inclut un carter du corps haute pression, ce dernier subit des efforts le mettant en flexion et augmentant les jeux du compresseur haute pression et de la turbine haute pression, augmentant ainsi sa consommation du carburant, et sa température de gaz d’échappement (de l’anglais « Exhaust Gas Temperature » ou EGT). À cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. Pour cela, l’invention concerne un ensemble propulsif d’un aéronef pour une hélice non-carénée, qui permette de s’affranchir d’au moins une partie des problèmes et contraintes précités. Il est donc proposé un ensemble propulsif d’un aéronef, comportant : un pylône conçu pour être fixé à une aile de l’aéronef ; une turbomachine comportant une hélice non-carénée conçue pour être entraînée autour d’un axe de rotation ; entre le pylône et la turbomachine : une suspension amont conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise amont, deux suspensions de reprise de poussée conçues pour réaliser une reprise d’effort selon deux directions présentant une projection sur un plan vertical passant par l’axe moteur selon une direction dite direction de reprise de poussée, dans lequel la direction de reprise amont et la direction de reprise de poussée s’intersectent en un point dit point de convergence ; caractérisé en ce que le point de convergence est situé dans le plan vertical, dans une zone s’étendant sous l’axe de rotation et entre une verticale passant par un centre de poussée aérodynamique de l’hélice et une verticale passant par un point de fixation de la suspension amont à la turbomachine. En effet, la poussée de la turbomachine crée un premier moment de flexion dans le corps haute pression. Ce premier moment change de signe suivant que le point de convergence se situe au-dessus ou bien en dessous de l’axe de rotation. En parallèle, les efforts aérodynamiques de l’hélice créent un deuxième moment dans le corps haute pression. Ce deuxième moment change de signe suivant que le point de convergence se situe en amont ou bien en aval de la verticale passant par le centre de gravité de l’hélice. Ainsi, en plaçant le point de convergence dans la zone définie par l’invention, les premier et deuxième moments sont de signes opposés et se compensent au moins en partie, ce qui réduit la flexion du corps haute pression. On peut remarquer que, pour obtenir le même effet, le point de convergence pourrait être placé dans une zone s’étendant au-dessus de l’axe moteur et en amont de la verticale passant par le centre de gravité de l’hélice. Cependant, cette solution présenterait l’inconvénient de nécessiter des suspensions de reprise de poussée presqu’à l’horizontale, ce qui rendrait difficile leur mise en œuvre. L’invention peut en outre comporter l’une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, selon toute combinaison techniquement possible. De façon optionnelle, l’hélice étant conçue pour générer une poussée créant un premier moment de flexion dans un corps haute pression de la turbomachine et l’hélice étant conçue pour être soumise à des efforts aérodynamiques créant un deuxième moment de flexion dans le corps haute pression de la turbomachine, la zone s’étend au-dessus d’une première droite du plan vertical, cette première droite étant incluse dans la zone, parallèle à l’axe de rotation et passant par un point qui est l’intersection, d’une part, d’une deuxième droite du plan vertical où les premier et deuxième moments se compensent exactement et, d’autre part, de la verticale passant par le point de fixation de la suspension amont à la turbomachine. De façon optionnelle également, la zone s’étend en aval de la deuxième droite, cette dernière étant incluse dans la zone. De façon optionnelle également, la zone s’étend en aval d’une troisième droite partant du point de fixation de la suspension amont à la turbomachine, vers le bas et l’amont, et faisant un angle de 30° par rapport à la verticale passant par le point de fixation de la suspension amont à la turbomachine, cette troisième droite étant incluse dans la zone. De façon optionnelle également, l’ensemble propulsif comporte en outre une suspension aval conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise aval. De façon optionnelle également, la suspension aval est située en aval des suspensions de reprise de poussée. De façon optionnelle également, la suspension aval est située en amont des suspensions de reprise de poussée. De façon optionnelle également, dans lequel la direction de reprise amont est oblique par rapport à l’axe de rotation, c’est-à-dire que la direction de reprise amont fait avec l’axe de rotation un angle compris entre 50° et 80°. De façon optionnelle également, la direction de reprise amont est sensiblement perpendiculaire à l’axe de rotation, par exemple à 5° près. Il est également proposé un aéronef comportant un ensemble propulsif selon l’invention. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels : la FIG. 1 est une vue en coupe de côté d’un premier ensemble propulsif d’un aéronef selon l’invention, sur laquelle une zone Z de localisation d’un point de convergence de suspension est illustrée, la FIG. 2 est une vue en coupe de côté d’un deuxième ensemble propulsif d’un aéronef selon l’invention, sur laquelle la zone Z est illustrée, la FIG. 3 est une vue en coupe de côté d’un troisième ensemble propulsif d’un aéronef selon l’invention, sur laquelle la zone Z est illustrée, la FIG. 4 est une vue similaire à celle de la FIG. 1 , avec la zone Z selon une définition plus restreinte, et la FIG. 5 est une vue similaire à celle de la FIG. 1 , avec la zone Z selon une définition encore plus restreinte. Description détaillée de l’invention En référence à la FIG. 1 , un exemple d’ensemble propulsif 100 d’un aéronef selon l’invention, va à présent être décrit. L’ensemble propulsif 100 comporte tout d’abord un pylône 102 (également appelé mât) conçu pour être fixé à une aile (non représenté) de l’aéronef. L’ensemble propulsif 100 comporte en outre une turbomachine 106 comportant une hélice 104 non-carénée conçue pour être entraînée autour d’un axe de rotation X et située sous le pylône 102. La turbomachine 106 comporte en particulier un corps haute pression (non représenté). L’ensemble propulsif 100 comporte en outre une hélice fixe, appelée stator 108, en aval de l’hélice 104. Pour suspendre la turbomachine 106, l’ensemble propulsif 100 comporte en outre plusieurs suspensions. En particulier, l’ensemble propulsif 100 comporte une suspension amont 110 entre le pylône 102 et la turbomachine 106. La suspension amont 110 est conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise amont A1. L’ensemble propulsif 100 comporte en outre une suspension aval 112 entre le pylône 102 et la turbomachine 106. La suspension aval 112 est conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise aval A2. L’ensemble propulsif 100 comporte en outre deux suspensions de reprise de poussée 114 entre le pylône 102 et la turbomachine 106. Les suspensions de reprise de poussée 112 sont conçues pour réaliser une reprise d’effort selon respectivement deux directions présentant une projection sur un plan vertical P (le plan de la FIG. 1 ) passant par l’axe moteur X selon une direction dite de reprise de poussée A3. Par exemple, comme sur la FIG. 1 , la suspension aval 112 est située en aval des suspensions de reprise de poussée 114. Comme cela est visible sur la FIG. 1 , la direction de reprise amont A1 et la direction de reprise de poussée A3 s’intersectent en un point dit de convergence PC, ce dernier étant situé dans le plan vertical, dans une zone Z de ce dernier. La zone Z s’étend sous l’axe moteur X (l’axe moteur X étant exclu) et entre deux verticales V1, V2 (les verticales étant incluses). La première verticale V1 passe par un centre G de poussée aérodynamique de l’hélice 104, ce centre G étant normalement situé sur l’axe de rotation X et proche d’un centre de gravité de l’hélice 104. La deuxième verticale V2 passe par un point de fixation PF de la suspension amont 108 à la turbomachine 106. Le premier moment (efforts aérodynamiques) est nul lorsque le point de convergence PC est sur la verticale V1 et augmente au fur et à mesure que le point de convergence PC est déplacé vers l’aval. Par ailleurs, le deuxième moment (efforts de poussée) est nul lorsque le point de convergence PC est sur l’axe de rotation X et augmente au fur et à mesure que le point de convergence PC est déplacé vers le bas. Ainsi, il existe une droite D qui est oblique et où le premier moment (efforts aérodynamique) et le deuxième moment (efforts de poussée) se compensent exactement pour les conditions de vol de décollage et de montée maximale. Dans des conditions de vol différentes, la compensation pourrait se produire sur une droite légèrement différente de la droite D. Cependant, ce sont les efforts pendant le décollage et la montée maximale qui sont dimensionnant de sorte que c’est la droite D qui est utilisée. Cette droite D intersecte la verticale V2 en un point PD. De préférence, comme illustré sur la FIG. 1 , la zone Z s’étend au-dessus (mais pas en-dessous) d’une droite horizontale, parallèle à l’axe de rotation X, passant par le point PD. Cette droite horizontale est incluse dans la zone Z. De préférence, le point de convergence PC est situé sur la droite D, car les premier et deuxième moments s’y compensent exactement, limitant ainsi au maximum la flexion du corps haute pression de la turbomachine 106. La direction de reprise amont A1 peut être verticale, comme sur la FIG. 1 , de sorte à être perpendiculaire à l’axe de rotation X, par exemple à 5° près. Lorsque la direction de reprise amont A1 est verticale, la verticale V2 est confondue avec la direction de reprise amont A1. Dans l’exemple de la FIG. 1 , le point de convergence PC est situé sur la verticale V2. La FIG. 2 illustre un cas où la direction de reprise amont A1 est oblique par rapport à l’axe de rotation X, c’est-à-dire que la direction de reprise amont A1 fait, avec l’axe de rotation X, un angle compris entre 50° et 80°. Dans ce cas, comme illustré sur la FIG. 2 , le point de convergence PC est situé dans la zone Z, à distance des verticales V1, V2. La FIG. 3 illustre un cas où la suspension aval 112 est située en amont des suspensions de reprise de poussée 114. La FIG. 4 illustre une définition plus restreinte de la zone Z, selon laquelle la zone Z s’étend en aval (mais pas en amont) de la droite D, cette dernière étant incluse dans la zone Z. La FIG. 5 illustre une définition encore plus restreinte de la zone Z, selon laquelle la zone Z s’étend en aval (mais pas en amont) d’une droite DF partant du point de fixation PF de la suspension amont 108 à la turbomachine 106, vers le bas et l’amont, et faisant un angle α de 30° par rapport à la verticale V2, cette droite DF étant incluse dans la zone Z. Il est en effet difficile d'incliner la suspension 110 pour placer le point de convergence en amont de la droite DF, car le montage de la suspension 110 serait trop compliqué à cause du manque de place pour l'outil de vissage de la suspension 110. En conclusion, on notera que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits précédemment. Il apparaîtra en effet à l'homme de l'art que diverses modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits ci-dessus, à la lumière de l'enseignement qui vient de lui être divulgué. En particulier, les définitions plus restreintes de la zone Z ne sont pas limitées aux implantations des suspensions illustrées sur les figures 4 et 5, mais peuvent également s’appliquer aux implantations des suspensions illustrées sur les figures 2 et 3. Dans la présentation détaillée de l’invention qui est faite précédemment, les termes utilisés ne doivent pas être interprétés comme limitant l’invention aux modes de réalisation exposés dans la présente description, mais doivent être interprétés pour y inclure tous les équivalents dont la prévision est à la portée de l'homme de l'art en appliquant ses connaissances générales à la mise en œuvre de l'enseignement qui vient de lui être divulgué. Ensemble propulsif (100 ; 200 ; 300) d’un aéronef, comportant : un pylône (102) conçu pour être fixé à une aile de l’aéronef ; une turbomachine (106) comportant une hélice (104) non-carénée conçue pour être entraînée autour d’un axe de rotation (X) ; entre le pylône (102) et la turbomachine (106) : une suspension amont (110) conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise amont (A1), deux suspensions de reprise de poussée (114) conçues pour réaliser une reprise d’effort selon deux directions présentant une projection sur un plan vertical (P) passant par l’axe moteur (X) selon une direction dite direction de reprise de poussée (A3), dans lequel la direction de reprise amont (A1) et la direction de reprise de poussée (A3) s’intersectent en un point dit point de convergence (PC) ; caractérisé en ce que le point de convergence (PC) est situé dans le plan vertical (P), dans une zone (Z) s’étendant sous l’axe de rotation (X) et entre une verticale (V1) passant par un centre (G) de poussée aérodynamique de l’hélice (104) et une verticale (V2) passant par un point de fixation (PF) de la suspension amont (110) à la turbomachine (106). Ensemble propulsif (100 ; 200 ; 300) selon la revendication 1, dans lequel, l’hélice (104) étant conçue pour générer une poussée créant un premier moment de flexion dans un corps haute pression de la turbomachine (106) et l’hélice (104) étant conçue pour être soumise à des efforts aérodynamiques créant un deuxième moment de flexion dans le corps haute pression de la turbomachine (106), la zone (Z) s’étend au-dessus d’une première droite du plan vertical (P), cette première droite étant incluse dans la zone (Z), parallèle à l’axe de rotation (X) et passant par un point (PD) qui est l’intersection, d’une part, d’une deuxième droite (D) du plan vertical (P) où les premier et deuxième moments se compensent exactement et, d’autre part, de la verticale (V2) passant par le point de fixation (PF) de la suspension amont (110) à la turbomachine (106). Ensemble propulsif (100 ; 200 ; 300) selon la revendication 2, dans lequel la zone (Z) s’étend en aval de la deuxième droite (D), cette dernière étant incluse dans la zone (Z). Ensemble propulsif (100 ; 200 ; 300) selon la revendication 3, dans lequel la zone (Z) s’étend en aval d’une troisième droite (DF) partant du point de fixation (PF) de la suspension amont (108) à la turbomachine (106), vers le bas et l’amont, et faisant un angle de 30° par rapport à la verticale (V2) passant par le point de fixation (PF) de la suspension amont (110) à la turbomachine (106), cette troisième droite (DF) étant incluse dans la zone (Z). Ensemble propulsif (100 ; 200 ; 300) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, comportant en outre une suspension aval (112) conçue pour réaliser une reprise d’effort selon une direction dite direction de reprise aval (A2). Ensemble propulsif (100 ; 200) selon la revendication 5, dans lequel la suspension aval (112) est située en aval des suspensions de reprise de poussée (114). Ensemble propulsif (300) selon la revendication 5, dans lequel la suspension aval (112) est située en amont des suspensions de reprise de poussée (114). Ensemble propulsif (200 ; 300) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel la direction de reprise amont (A1) est oblique par rapport à l’axe de rotation (X), c’est-à-dire que la direction de reprise amont (A1) fait avec l’axe de rotation (X) un angle compris entre 50° et 80°. Ensemble propulsif (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la direction de reprise amont (A1) est sensiblement perpendiculaire à l’axe de rotation (X), par exemple à 5° près. Aéronef comportant un ensemble propulsif (100 ; 200 ; 300) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.