FR 3156429 A1 20250613 FR 2313875 A 20231208 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) centré sur l’axe longitudinal (X) et comportant une première extrémité (12) axiale située en amont de la soufflante (10), 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 (X) et étant apte à être fixé à l’élément de l’aéronef, caractérisé en ce que le système de suspension comprend au moins une bielle (30, 30a, 30b) de reprise d’effort de manche dont une première extrémité (31, 31a, 31b) est reliée à un point de fixation (11a, 11b) du carter de soufflante (11) situé sur la première extrémité axiale ou sur une portion amont du carter de soufflante, et dont une seconde extrémité (32, 32a, 32b) opposée est reliée au pylône. Figure pour l’abrégé : Fig. 1a 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 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. Le rotor du compresseur haute pression est relié au rotor de la turbine haute pression par un arbre haute pression. Le rotor du compresseur basse pression est relié au rotor de la turbine basse pression par un arbre basse pression qui traverse l’arbre haute pression et qui entraîne en rotation une aube/hélice de propulsion située en général à l’amont du générateur de gaz. Lorsque cette aube/hélice est carénée et donc entourée par un carter annulaire, cette aube/hélice est appelée soufflante et 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. 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 en outre un carter inter-compresseur qui s’étend entre deux compresseurs successifs du générateur de gaz ou qui entoure tout ou partie du ou des compresseurs du générateur de gaz, par exemple entre les compresseurs basse pression et haute pression. La turbomachine comprend en outre une nacelle située autour de la soufflante et du générateur de gaz. La nacelle est annulaire et s’étend autour de l’axe longitudinal de la turbomachine. 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 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 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. 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. Incidemment, les performances et l’opérabilité de la turbomachine pourraient en être affectées. 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 centré sur l’axe longitudinal autour d’une soufflante de la turbomachine, ledit carter de soufflante comportant une première extrémité axiale située en amont de la soufflante, et une deuxième extrémité axiale située en aval de la soufflante, 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 au moins un compresseur, une chambre 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 suspension comprenant des éléments de liaison du pylône à la turbomachine, caractérisé en ce que le système de suspension comprend au moins une bielle de reprise d’effort de manche dont une première extrémité est reliée à un point de fixation du carter de soufflante situé sur la première extrémité axiale ou sur une portion amont du carter de soufflante, et dont une seconde extrémité opposée est reliée au pylône. L’ensemble selon l’invention permet de résoudre au moins une partie des problèmes de l’art antérieur. En effet, la bielle de reprise d’effort de manche relie le point de fixation du carter de soufflante, lequel est situé sur la première extrémité axiale ou sur la portion amont du carter de soufflante, et le pylône ce qui permet de reprendre les efforts de manche sans avoir à rigidifier des carters de la turbomachine et sans devoir passer par la nacelle de la turbomachine. Lorsqu’un effort est appliqué en amont de la turbomachine, il ne transite pas à travers le générateur de gaz, notamment d’amont en aval de la turbomachine, mais transite directement vers le pylône. Ainsi, le risque de flexion du générateur de gaz et de distorsion, par exemple de son corps haute pression, est limité. Selon différentes caractéristiques de l’invention qui pourront être prises ensemble ou séparément : le pylône est relié à la première extrémité du carter de soufflante par une unique bielle qui est située dans un plan passant par l’axe longitudinal et par le pylône ; le pylône est relié à la première extrémité axiale du carter de soufflante par deux bielles adjacentes qui sont disposées de manière symétrique par rapport à un plan passant par l’axe longitudinal, entre les bielles, et par le pylône ; les bielles forment entre elles un angle compris entre 2° et 50°, et de préférence entre 20° et 40° ; la seconde extrémité de la ou chaque bielle est directement reliée au pylône ; la seconde extrémité de la ou chaque bielle est reliée à une structure intermédiaire qui est fixée à la fois au pylône et au carter de soufflante ; le carter de soufflante comprend un carter fan et un carter d’entrée situé en aval du carter fan, le point de fixation étant situé sur une extrémité axiale aval du carter fan ou une extrémité axiale amont du carter d’entrée ; les première et seconde extrémités de la ou chaque bielle comprennent des articulations à rotule ; le pylône comprend une extrémité amont située dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal et situé en amont de la chambre de combustion ; l’extrémité amont du pylône est située en amont de la seconde extrémité axiale du carter de soufflante ; les éléments de liaison comprennent des bielles de reprise de poussée dont des premières extrémités sont reliées au générateur de gaz, en amont de la chambre de combustion du générateur de gaz, et dont des secondes extrémités opposées sont reliées au pylône ; les premières extrémités des bielles de reprise de poussée sont reliées au carter d’entrée , et en particulier à un moyeu de ce carter d’entrée ; le carter d’entrée comportant des bras qui s’étendent radialement vers l’extérieur depuis le moyeu et traversent la veine secondaire pour relier rigidement le générateur de gaz au carter de soufflante ; les éléments de liaison comprennent une structure de suspension fixée au générateur de gaz et au pylône, en aval de la chambre de combustion du générateur de gaz ; la structure de suspension est fixée à un carter d’échappement de la turbomachine, qui est situé en aval de la ou des turbines du générateur de gaz ; les secondes extrémités des bielles de reprise de poussée sont reliées au pylône par l’intermédiaire de la structure de suspension ; 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 schématique en perspective d’un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef et son pylône d’accrochage selon un premier mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 1 est une vue schématique en perspective d’un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef et son pylône d’accrochage selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 2 est une vue schématique en perspective d’un ensemble tel que celui de la FIG. 1 selon un troisième mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 2 est une vue schématique en perspective d’un ensemble tel que celui de la FIG. 1 selon un quatrième mode de réalisation de l’invention ; - la FIG. 3 est une vue schématique latérale d’un ensemble selon une variante de réalisation de l’ensemble de la FIG. 1 ; - la FIG. 4 est une vue schématique d’une structure intermédiaire pour un ensemble selon l’invention ; - la FIG. 5 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 mode de réalisation de 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 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 X. Dans la présente demande les éléments de la turbomachine situés en amont de la chambre de combustion sont en amont de la turbomachine tandis que les éléments de la turbomachine situés en aval de la chambre de combustion sont en aval de la turbomachine. Dans la présente description, lorsque le terme « bielle » n’est ni suivi des expressions « de reprise d’effort de manche », « de reprise de poussée », on considérera par défaut qu’il s’agit d’une bielle de reprise d’effort de manche. 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 tel qu’un compresseur basse pression 17 et un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 19, 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. 5 . 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. 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 du flux primaire 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 (une partie de la poussée, ~20%). Le rotor du compresseur haute pression 18 est relié au rotor de la turbine haute pression 20 par un arbre haute pression 3, et le rotor du compresseur basse pression 17 est relié au rotor de la turbine basse pression 21 par un arbre basse pression 4 qui traverse l’arbre haute pression 3 et qui entraîne en rotation une aube/hélice de propulsion située à l’amont du générateur de gaz 16 et qui est entourée par un carter annulaire appelé carter de soufflante 11. Le carter de soufflante 11 est centré sur l’axe longitudinal X autour d’une soufflante 10 de la turbomachine. Il 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 29 et un carter d’entrée 25 ou, en alternative, n’être formé que d’une seule pièce. Dans la présente demande, le carter de soufflante 11 comporte une première extrémité 12 axiale située en amont de la soufflante 10, telle qu’une bride de fixation de l’entrée d’air, et une deuxième extrémité 13 axiale située en aval de la soufflante 10, assurant, par exemple, la liaison avec l’inverseur de poussée ou les capots nacelle. La première extrémité 12 axiale est située au niveau du carter fan 29 tandis que la deuxième extrémité 13 est située au niveau du carter d’entrée 25. Incidemment, la première extrémité 12 axiale est donc plus éloignée du générateur de gaz 16 que la deuxième extrémité 13 axiale. Autrement dit, l’extrémité 12 est située dans un premier plan P12 qui est perpendiculaire à l’axe X et qui est situé en amont des aubes de soufflante 14. L’extrémité 13 est située dans un second plan P13 qui est perpendiculaire à l’axe X et qui est situé en aval des aubes de soufflante 14. 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. La turbomachine 2 comprend un carter inter-compresseur 24 qui s’étend entre les compresseurs basse pression 17 et haute pression 18. Elle comprend également un carter inter-turbine 27 agencé axialement entre les turbines basse et haute pression 21, 20. La turbomachine 2 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) 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 l’axe X est orienté de l’amont à l’aval 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 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. 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 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. 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, ainsi que les moments Mx, My et Mz autour de ces trois directions respectivement, ou autour de certaines de ces directions. Pour reprendre les efforts de manche, la présente invention se propose d’effectuer une reprise axiale, c’est-à-dire selon l’axe X. On peut rappeler, à ce stade, que les efforts de manche viennent du moment généré par la dissymétrie d’efforts axiaux sur les aubes de soufflante, et des efforts liés à la captation d’air notamment lorsque l’ensemble propulsif est en incidence. Le torseur résultant du bilan des pressions sur la manche d’entrée en incidence est composé principalement de composantes en moment My et Mz mais aussi des efforts de manche. Ils sont généralement répartis entre le moyeu 26 du carter d’entrée 25 et un carter d’échappement 22 de la turbomachine. À cet égard, selon l’invention et tel qu’illustré sur les figures, le système de suspension comprend au moins une bielle 30, 30a, 30b de reprise d’effort de manche dont une première extrémité 31, 31a, 31b est reliée à un point de fixation 11a, 11b du carter de soufflante 11 situé sur la première extrémité 12 axiale ou sur une portion amont du carter de soufflante, et dont une seconde extrémité 32, 32a, 32b opposée à la première extrémité 31, 31a, 31b est reliée au pylône 40. La ou chaque bielle 30, 30a, 30b est fonctionnelle par défaut puisqu’elle assure une fonction de fixation et de suspension par défaut lorsqu’elle n’est pas dégradée ou rompue. La ou chaque bielle 30, 30a, 30b permet de reprendre les efforts selon l’axe X, et donc les efforts de traction/compression dans le sens de la bielle. Ainsi, le système de suspension de l’ensemble 1 selon l’invention permet de faire transiter les efforts de manche par le pylône 40 au lieu de faire passer ces efforts de manche à travers le générateur de gaz 16. Le risque de flexion du générateur de gaz 16 et de distorsion du corps haute pression est donc inexistant ou très fortement réduit. En outre, l’efficacité de l’invention dans la reprise des efforts de manche vient aussi de la distance séparant la première extrémité 31, 31a, 31b et la seconde extrémité 32, 32a, 32b de la ou chaque bielle 30, 30a, 30b. En effet, les première 31, 31a, 31b et la deuxième 32, 32a, 32b extrémités sont séparées par une distance au moins égale à la distance entre la première extrémité 12 axiale et la deuxième extrémité 13 axiale du carter de soufflante 11 (distance axiale entre les plans P12 et P13) ou entre la portion amont du carter de soufflante et la deuxième extrémité axiale, ce qui permet de reprendre efficacement les efforts de manche par un effet levier. À ce propos, et de préférence, la portion amont du carter de soufflante s’étend sur une distance d’au plus 60% d’une longueur totale du carter de soufflante, et de préférence d’au plus 40% de la longueur totale du carter de soufflante le long de l’axe longitudinal X, depuis la première extrémité 12 axiale. La longueur du carter de soufflante est la dimension du carter de soufflante le long de l’axe longitudinal X. Dans un premier mode de réalisation de l’ensemble 1 illustré à la FIG. 1 , le pylône 40 est relié à la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante par une unique bielle 30 qui est située dans un plan P1 passant par l’axe longitudinal X et par le pylône 40. Dans ce premier mode de réalisation, le point de fixation 11a du carter de soufflante 11 est donc situé sur la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante. La bielle 30 est dite axiale puisqu’elle s’étend principalement dans un plan, ici P1, passant par l’axe longitudinal X de la turbomachine 2. Ainsi, les première 31 et deuxième 32 extrémités de la bielle 30 sont situées dans le plan P1. De préférence, les première 31 et seconde extrémités 32 de la bielle 30 comprennent des articulations à rotule. Il s’agit d’articulations à rotule classiques autorisant chacune des première 31 et deuxième 32 extrémités à rotuler librement. Dans le cas particulier illustré sur la FIG. 1 , le plan P1 s’étend selon les directions X, Z. La bielle 30 crée un appui directement sur la première extrémité 12 axiale, et donc au point d’application de l’effort. La bielle 30 permet donc de reprendre les efforts selon l’axe X, et au moins une partie des efforts selon l’axe Z. En l’absence de la bielle 30, il faudrait reprendre le moment généré sur le générateur de gaz 16 par deux réactions verticales, une première sur le carter d’entrée 25 et une seconde sur le carter d’échappement 22. Toutefois, cela induirait un moment My dans la partie aval de la turbomachine 2, en plus de générer la flexion de la turbomachine et la dégradation des jeux. La bielle 30 permet d’effectuer directement une liaison entre la première extrémité 12 axiale et le pylône 40. Ainsi, l’ensemble 1 permet de faire transiter le maximum d’effort dans le pylône 40 au lieu de les faire transiter dans le générateur de gaz 16 comme dans l’art antérieur. En conséquence, cela permet de réduire les efforts verticaux dans le plan du carter d’échappement 22 et donc le moment My dans le générateur de gaz 16. La reprise des efforts de manche s’effectue donc en amont de la chambre de combustion 19 et donc en amont de la turbomachine 2. En référence maintenant à la FIG. 1 , dans l’ensemble 1 selon le deuxième mode de réalisation, le pylône 40 est relié à la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante par deux bielles 30a, 30b adjacentes qui sont disposées de manière symétrique par rapport à un plan P1’ passant par l’axe longitudinal X, entre les bielles 30a, 30b, et par le pylône 40. Dans ce deuxième mode de réalisation, des points de fixation 11a et 11b du carter de soufflante 11 sont situés sur la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante. Ainsi, une première bielle 30a et une deuxième bielle 30b sont disposées dans des plans symétriques par rapport au plan P1’. À l’instar de la bielle unique 30 de l’ensemble 1 selon le premier mode de réalisation ( FIG. 1 ), les bielles 30a, 30b sont axiales puisqu’elles sont disposées de manière symétrique par rapport à un plan P1’ passant par l’axe longitudinal X de la turbomachine 2. Dans cette disposition, la somme des contributions à la reprise des efforts, selon l’axe X, réalisées par la première bielle 30a et la deuxième bielle 30b génère une reprise des efforts axiaux selon la direction d’axe X. Plus précisément, les bielles 30a, 30b permettent de reprendre des efforts ayant des composantes transversales, c’est-à-dire selon l’axe Y, et des composantes verticales, c’est-à-dire selon l’axe Z. En outre, les première 30a et deuxième 30b bielles permettent de reprendre les moments Mz autour de l’axe Z. Le fait, comme indiqué ci-avant, que les bielles 30a, 30b puissent reprendre le moment Mz autour de l’axe Z vient de leur disposition symétrique par rapport au plan P1’, en particulier dans deux plans différents. Les bielles 30a et 30b permettent donc d’empêcher tout mouvement axial du carter de soufflante 11 selon l’axe X et, tout mouvement de rotation autour de l’axe vertical Z. La reprise des efforts de manche s’effectue, dans ce mode de réalisation également, en amont de la chambre de combustion 19 et donc en amont de la turbomachine 2. De préférence, les première 31a, 31b et seconde extrémités 32a, 32b des bielles 30a, 30b comprennent des articulations à rotule autorisant chacune des première 31a, 31b et deuxième 32a, 32b extrémités à tourner librement. Selon une mise en œuvre particulièrement avantageuse, les bielles 30a, 30b forment entre elles un angle compris entre 2° et 50°. Les première et deuxième bielles 30a, 30b ne sont donc pas parallèles entre elles. De plus, cela signifie également que les première et deuxième bielles 30a, 30b ne sont pas parallèles au plan P1’ passant par l’axe longitudinal X de la turbomachine 2 puisque les bielles 30a et 30b sont symétriques par rapport à ce plan P1’. L’angle formé entre les bielles 30a et 30b est avantageusement orienté d’aval en amont, ce qui signifie que les deuxièmes extrémités 32a, 32b des bielles sont plus proches l’une de l’autre que les première extrémités 31a, 31b des bielles. Par exemple, lorsque les bielles 30a, 30b forment entre elles un angle de 2°, cela implique que chacune d’elle fait un angle de 1° avec le plan P1’. Si les bielles 30a, 30b forment entre elles un angle de 50°, cela implique que chacune desdites bielles 30a, 30b fait un angle de 25° avec le plan P1’. À propos de ce dernier exemple, il convient de préciser qu’il est préférable que l’angle formé par les bielles 30a, 30b entre elles n’excède pas 50° afin de ne pas générer de contact entre les bielles 30a, 30b et le carter de soufflante 11 et de ne pas générer des efforts transversaux et verticaux dans le plan YZ qui généreraient à leur tour un moment Mx. De manière avantageuse, les bielles 30a, 30b forment entre elles un angle compris entre 20 et 40°, ce qui permet de reprendre le moment My autour de l’axe transversal Y et le moment Mz autour de l’axe vertical efficacement, et donc permet de reprendre les efforts de manche efficacement dans une configuration à deux bielles 30a, 30b. La seconde extrémité 32, 32a, 32b de la ou chaque bielle 30, 30a, 30b est directement reliée au pylône 40. De préférence, la seconde extrémité 32, 32a, 32b de la ou chaque bielle 30, 30a, 30b est directement reliée au centre du pylône 40. Toutefois, comme cela sera mieux compris dans la suite, la seconde extrémité 32, 32a, 32b de la ou chaque bielle 30, 30a, 30b peut ne pas être reliée directement au pylône 40. En effet, la seconde extrémité 32, 32a, 32b de la ou chaque bielle 30, 30a, 30b peut être reliée à une structure intermédiaire 50. Lorsque, la seconde extrémité 32, 32a, 32b est directement reliée au pylône 40, cela permet de s’affranchir de l’utilisation de cette structure intermédiaire 50. Ceci étant dit, en pratique, comme cette structure intermédiaire 50 permet d’accrocher le carter de soufflante 11 au pylône 40, l’ensemble 1 comprend nécessairement une telle structure intermédiaire 50. L’avantage de relier directement la seconde extrémité 32, 32a, 32b au pylône 40 réside donc plus dans l’utilisation d’une structure intermédiaire 50 simple. La FIG. 4 illustre une structure intermédiaire 50 qui pourrait être utilisée dans le cadre de l’invention. La structure intermédiaire 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. 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 est configuré pour permettre le montage de biellettes 56a, 56b latérales et d’une biellette 57 centrale. Dans un troisième mode de réalisation de l’ensemble 1 illustré à la FIG. 2 , le pylône 40 est relié à un point de fixation 11a du carter de soufflante 11 situé dans la portion amont du carter de soufflante par une bielle 30. La bielle 30 crée un appui au point de fixation 11a, et donc entre la première extrémité 12 axiale et la deuxième extrémité 13 axiale. Dans ces conditions, la bielle 30 crée un appui à proximité du point d’application de l’effort, ce qui permet de reprendre les efforts selon l’axe X, et au moins une partie des efforts selon l’axe Z. Ainsi, l’ensemble 1 permet de faire transiter une partie des efforts dans le pylône 40 au lieu de les faire transiter dans le générateur de gaz 16. En conséquence, cela permet de réduire les efforts verticaux dans le plan du carter d’échappement 22 et donc le moment My dans le générateur de gaz 16. Comme dans les premier et deuxième modes de réalisation, la bielle 30 peut comprendre des articulations à rotule. Ceci étant dit, il est préférable que le point de fixation 11a soit situé à une distance d’au plus 40% de la longueur du carter de soufflante depuis la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante. En effet, plus le point de fixation 11a est proche de la première extrémité 12 axiale plus la reprise des efforts axiaux selon l’axe X est efficace. De manière particulièrement avantageuse, le point de fixation 11a peut être situé sur une extrémité axiale aval 29b du carter fan 29, opposée à son extrémité amont 29a. En variante, le point de fixation 11a peut être situé sur une extrémité axiale amont 25a du carter d’entrée 25, opposée à une extrémité aval 25b du carter d’entrée. Dans un cas comme dans l’autre, le point de fixation 11a est situé sur la portion amont du carter de soufflante 11. L’extrémité axial aval 29b du carter fan 29 et l’extrémité axiale amont 25a du carter d’entrée sont donc préférablement à une distance d’au plus 60% de la longueur du carter de soufflante depuis la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante. Dans un quatrième mode de réalisation de l’ensemble 1 illustré à la FIG. 2 , le pylône 40 est relié à des points de fixation 11a, 11b du carter de soufflante 11 situés sur la portion amont du carter de soufflante par deux bielles 30a, 30b adjacentes qui sont disposées de manière symétrique par rapport à un plan P1’ passant par l’axe longitudinal X, entre les bielles 30a, 30b, et par le pylône 40. Les bielles 30a, 30b permettent de reprendre des efforts ayant des composantes transversales et des composantes verticales ainsi que les moments Mz autour de l’axe Z. Les bielles 30a et 30b permettent donc d’empêcher tout mouvement axial du carter de soufflante 11 selon l’axe X et, tout mouvement de rotation autour de l’axe vertical Z. À l’instar du troisième mode de réalisation, les points de fixation 11a, 11b peuvent être situés à une distance d’au plus 60% de la longueur du carter de soufflante le long de l’axe longitudinal X depuis la première extrémité 12 axiale. Toutefois, il est préférable que les points de fixation 11a, 11b soient situés à une distance d’au plus 40% de la longueur du carter de soufflante depuis la première extrémité 12 axiale du carter de soufflante. En effet, plus les points de fixation 11a, 11b sont proches de la première extrémité 12 axiale plus la reprise des efforts axiaux selon l’axe X est efficace. En pratique, les points de fixation 11a, 11b peuvent être situés sur une extrémité axiale aval 29b du carter fan 29 ou, en alternative sur une extrémité axiale amont 25a du carter d’entrée 25. Dans les modes de réalisation illustrés, le pylône 40 comprend une extrémité amont 42 située dans un plan P2 perpendiculaire à l’axe longitudinal X et située en amont de la chambre de combustion 19, et de préférence en amont de la seconde extrémité 13 axiale du carter de soufflante 11. Ainsi, que la(les) seconde(s) extrémité(s) 32, 32a, 32b soi(en)t directement reliée(s) à l’extrémité amont 42 du pylône ou à la structure intermédiaire 50, elle-même reliée à l’extrémité amont 42 du pylône, la reprise des efforts latéraux et verticaux s’effectue dans le plan P2, et donc en amont du générateur de gaz 16. Le plan P2 n’a pas nécessairement besoin d’être situé en amont de la seconde extrémité 13 axiale du carter de soufflante 11. Ce qui importe est qu’il soit situé en amont de la chambre de combustion 19 et qu’ainsi aucun effort de manche ne puisse transiter par la chambre de combustion. Comme également visible sur les figures annexées, outre la(les) bielle(s) 30, 30a, 30b de reprise d’effort de manche, le système de suspension peut comprendre des bielles de reprise de poussée 45 dont des premières extrémités 47 sont reliées au générateur de gaz 16, en amont de la chambre de combustion 19 du générateur de gaz, et dont des secondes extrémités 48 opposées sont reliées au pylône 40 ou la structure intermédiaire 49. À l’instar de la(des) bielle(s) 30, 30a, 30b de reprise d’effort de manche, les bielles de reprise de poussée 45 sont fonctionnelles par défaut puisqu’elles assurent une fonction de fixation et de suspension par défaut lorsqu’elles ne sont pas dégradées ou rompues. Sur les figures 1a à 1b, le système de suspension comprend deux bielles de reprise de poussée 45. Elles permettent essentiellement de reprendre les efforts axiaux, c’est-à-dire les efforts générés le long de l’axe X. Les bielles de reprise de poussée 45 sont disposées de chaque côté du plan P1 ou P1’, selon le cas, par paire. De chaque côté, se trouve une des bielles 45 de reprise de poussée. Ces bielles de reprise de poussée 45 sont, à l’instar des bielles 30, 30a, 30b de reprise de manche, munies d’articulations à rotule. Sur la FIG. 3 , le système de suspension comprend deux bielles de reprise de poussée 45, chacune d’elles étant située de part et d’autre du plan P1. Selon une mise en œuvre préférentielle, les premières extrémités 47 des bielles de reprise de poussée 45 sont reliées au carter d’entrée 25 du générateur de gaz, et en particulier à un moyeu 26 du carter d’entrée. Ce carter d’entrée 25 comporte des bras 15 qui 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. Ainsi, les bielles de reprise de poussée 45 sont donc reliées à une pièce fixe du générateur de gaz, en l’espèce le moyeu 26 du carter d’entrée 25. À ce propos, dans les modes de réalisation illustrés, le pylône 40 est situé à 12h par analogie avec le cadran d’une horloge. Selon une mise en œuvre préférentielle, les éléments de liaison comprennent en outre une structure de suspension 49 fixée au générateur de gaz 16 et au pylône 40, cette structure de suspension étant située en aval de la chambre de combustion 19 du générateur de gaz. Cette structure de suspension 49 réalise la même fonction que la structure intermédiaire 50, décrite précédemment, en étant située en aval de la chambre de combustion 19 et donc en aval de la turbomachine 2. La structure de suspension 49 permet ainsi de reprendre les efforts transversaux et verticaux, c’est-à-dire les efforts générés dans les directions d’axe Y et Z. Selon une mise en œuvre préférentielle, la structure de suspension 49 est fixée à un carter d’échappement 22 de la turbomachine, qui est situé en aval du ou des turbines 20, 21 du générateur de gaz. Le carter d’échappement 22, également appelé carter de turbine, est relié au carter d’entrée 25 et aligné le long de l’axe longitudinal X de la turbomachine avec le carter d’entrée 25. De manière avantageuse, les secondes extrémités 48 des bielles de reprise de poussée 45 sont reliées directement au pylône 40 ou par l’intermédiaire de la structure de suspension 49. 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 (A) et comportant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz en fonctionnement : > un carter de soufflante (11) centré sur l’axe longitudinal (A) autour d’une soufflante (10) de la turbomachine, ledit carter de soufflante (11) comportant une première extrémité (12) axiale située en amont de la soufflante (10), et une deuxième extrémité (13) axiale située en aval de la soufflante, 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 au moins un compresseur (17, 18), une chambre 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 (45, 49) du pylône à la turbomachine, caractérisé en ce que le système de suspension comprend au moins une bielle (30, 30a, 30b) de reprise d’effort de manche dont une première extrémité (31, 31a, 31b) est reliée à un point de fixation (11a, 11b) du carter de soufflante (11) situé sur la première extrémité (12) axiale ou sur une portion amont du carter de soufflante (11), et dont une seconde extrémité (32, 32a, 32b) opposée est reliée au pylône (40). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le pylône (40) est relié à la première extrémité (12) axiale du carter de soufflante par une unique bielle (30) qui est située dans un plan (P1) passant par l’axe longitudinal (X) et par le pylône (40). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le pylône (40) est relié à la première extrémité (12) axiale du carter de soufflante par deux bielles (30a, 30b) adjacentes qui sont disposées de manière symétrique par rapport à un plan (P1’) passant par l’axe longitudinal (X), entre les bielles, et par le pylône (40). Ensemble selon la revendication 3, dans lequel les bielles (30a, 30b) forment entre elles un angle compris entre 2° et 50°, et de préférence entre 20° et 40°. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la seconde extrémité (32, 32a, 32b) de la ou chaque bielle (30, 30a, 30b) est directement reliée au pylône (40). Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la seconde extrémité (32, 32a, 32b) de la ou chaque bielle (30, 30a, 30b) est reliée à une structure intermédiaire (50) qui est fixée à la fois au pylône (40) et au carter de soufflante (11). Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le carter de soufflante (11) comprend un carter fan (29) et un carter d’entrée (25) situé en aval du carter fan (29), le point de fixation (11a, 11b) étant situé sur une extrémité axiale aval (29b) du carter fan (29) ou sur une extrémité axiale amont (25a) du carter d’entrée (25). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le pylône (40) comprend une extrémité amont (42) située dans un plan (P2) perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et situé en amont de la chambre de combustion (19), et de préférence en amont de la seconde extrémité (13) axiale du carter de soufflante (11). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les éléments de liaison comprennent des bielles de reprise de poussée (45) dont des premières extrémités (47) sont reliées au générateur de gaz (16), en amont de la chambre de combustion (19) du générateur de gaz, et dont des secondes extrémités (48) opposées sont reliées au pylône (40). Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les éléments de liaison comprennent une structure de suspension (49) fixée au générateur de gaz (16) et au pylône (40), en aval de la chambre de combustion (19) du générateur de gaz.