Structure (50) de liaison et de support d’une turbomachine (10) à un pylône (32) d’aéronef, la structure (50) ayant un premier axe d’allongement (C) destiné à s’étendre parallèlement à un second axe d’allongement (B) du pylône (32), la structure (50) comportant : - une première portion axiale (50a) de fixation au pylône (32), cette première portion (50a) comportant une extrémité supérieure qui définit un plan (P3) sensiblement horizontal d’interface avec le pylône (32), et une extrémité inférieure portant des bielles (62, 64) de suspension de la turbomachine (10), qui s’étendent dans un plan vertical arrière (P2), et - une seconde portion axiale (50b) destinée à s’étendre en avant du pylône (32) et comprenant au moins un organe de suspension (66) de la turbomachine (10) dans un plan vertical avant (P1). Figure pour l'abrégé : Figure 4 STRUCTURE DE LIAISON ET DE SUPPORT D’UNE TURBOMACHINE A UN PYLONE D’AERONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne une structure de liaison et de support d’une turbomachine à un pylône d’aéronef. Arrière-plan technique L’état de la technique comprend notamment les documents FR-A1-2 892 706, FR-A1-2 969 700, FR-A1-2 987 347, FR-A1-2 987 401, FR-A1-3 015 434, FR-A1-3 058 127. 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 annulaire 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 définit une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, appelé flux 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 et 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 hélice de propulsion située en général à l’amont du générateur de gaz. Lorsque cette hélice est carénée et donc entourée par un carter annulaire, cette hélice est appelée soufflante et génère un flux d’air qui s’écoule autour du générateur de gaz et est appelé flux secondaire. Lorsque l’hélice n’est pas carénée, elle génère également un flux d’air qui s’écoule autour du générateur de gaz. La turbomachine est fixée à un élément de l’aéronef, tel qu’une voilure ou le fuselage, par l’intermédiaire d’un pylône d’accrochage aussi appelé mât. Ce 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 situé à 12h (12 heures) par analogie avec le cadran d’une horloge. Dans la technique actuelle, le pylône comprend des organes amont de fixation et de suspension de la turbomachine qui sont dédiés à un type de turbomachine et qui ne peuvent pas être utilisés pour un autre type de turbomachine. Ces organes de fixation sont par exemple destinés à être fixés sur un carter de soufflante d’une turbomachine, qui entoure l’hélice de soufflante, et qui ne peuvent donc pas être utilisés pour une turbomachine à hélice non carénée car cette turbomachine ne comporte pas de carter de soufflante. Par ailleurs, le pylône de fixation peut comprendre des organes aval de fixation et de suspension de l’extrémité aval d’une turbomachine. Cette configuration entraîne cependant des inconvénients. En effet, en fonctionnement, le générateur de gaz assure une transmission des efforts entre les points de fixation amont et aval au pylône, qui se traduisent par des déformations du générateur et de gaz et par des modifications des jeux entre les rotors et les stators du générateur de gaz. Le générateur de gaz est ainsi soumis à un moment généré par les efforts axiaux (poussée et reprise de poussée désaxées). La turbomachine est en outre soumise à un moment généré par la dissymétrie d’efforts axiaux sur les aubes de l’hélice de soufflante, et à des efforts provenant de la captation d’air (efforts de manche) par la turbomachine. On comprend donc que les performances et l’opérabilité de la turbomachine peuvent être affectées par ces efforts. Une solution à ce problème consisterait à fixer en porte-à-faux la turbomachine au pylône. Cela reviendrait donc à suspendre une partie avant ou amont de la turbomachine au pylône et à laisser libre la partie arrière ou aval de la turbomachine, telle que son carter de turbine par exemple. Une autre problématique est lié au hissage de la turbomachine depuis une station de stockage posé au sol jusqu’au pylône auquel la turbomachine est destinée à être fixée. Le hissage d’une turbomachine peut nécessiter des déplacements selon plusieurs directions jusqu’à ce que la turbomachine accoste le pylône et puisse être fixée au pylône. La présente invention propose un perfectionnement aux technologies actuelles, qui permet de résoudre au moins une partie des problèmes et inconvénients évoqués ci-dessus. L’invention concerne une structure de liaison et de support d’une turbomachine à un pylône d’aéronef, la structure ayant une forme générale allongée et ayant un premier axe d’allongement destiné à s’étendre parallèlement à un second axe d’allongement du pylône, la structure comportant : - une première portion axiale de fixation au pylône, cette première portion comportant une extrémité supérieure qui définit un plan sensiblement horizontal d’interface avec le pylône, et une extrémité inférieure portant des bielles de suspension qui sont destinées à être reliées à la turbomachine et qui s’étendent dans un premier plan sensiblement vertical, appelé plan arrière, et - une seconde portion axiale destinée à s’étendre en avant du pylône et comprenant au moins un organe de suspension qui est destiné à être relié à la turbomachine et qui s’étend dans un second plan sensiblement vertical, appelé plan avant, ce plan avant étant à distance axiale du plan arrière. La structure de liaison selon l’invention présente un double avantage. Le premier avantage est qu’elle permet de suspendre la turbomachine dans deux plans, respectivement avant et arrière. Autrement dit, les suspensions avant et arrière de la turbomachine sont rapprochées et intégrées au sein de la structure, ce qui permet d’avoir une structure unique de suspension de la turbomachine. La structure est de préférence reliée à une partie amont de la turbomachine, telle qu’un carter intermédiaire. La turbomachine est alors destinée à être montée en porte-à-faux sur le pylône puisqu’elle ne comprend pas de partie aval, telle qu’un carter de turbine, destinée à être reliée au pylône. Un second avantage de l’invention est lié au hissage de la turbomachine qui est facilité grâce à la structure de liaison. Cette structure de liaison comprend un plan d’interface horizontal qui définit une zone d’accostage du pylône. Lors du hissage de la turbomachine, celle-ci peut simplement être déplacée dans une direction verticale unique du bas vers le haut, jusqu’à ce que la structure soit en appui sur le pylône dans ce plan. La structure est alors fixée au pylône. La structure selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - ledit au moins un organe est situé à une extrémité avant libre de la seconde portion ; - ledit au moins un organe de suspension est un groin qui comprend : - une bielle de fixation à la turbomachine, qui s’étend dans ledit plan avant, et - un corps cylindrique qui est engagée dans un logement de l’extrémité libre de la seconde portion et qui est apte à pivoter dans ce logement autour d’un axe parallèle audit premier axe d’allongement ; - la première portion porte trois bielles de suspension dans ledit plan arrière, ces trois bielles comportant : - deux bielles latérales s’étendant respectivement d’un côté et de l’autre de la première portion, de manière symétrique par rapport à un plan médian vertical passant par ledit premier axe d’allongement, et - une bielle centrale située sous la première portion ; - la première portion a une longueur L1 mesurée le long du premier axe d’allongement, qui est inférieure ou égale à une longueur L2 de la seconde portion mesurée le long de cet axe ; en variante, L1 est supérieure ou égale à L2 ; - la seconde portion comprend une plateforme supérieure de fixation d’au moins un pied d’une aube de redresseur ; - la ou chaque aube de redresseur est une aube fixe ou une aube à calage variable. La présente invention concerne encore un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef et une structure de liaison telle que décrite ci-dessus, la turbomachine étant configurée pour être montée en porte-à-faux sur un pylône grâce à cette structure de liaison. L’ensemble selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - ladite structure a une forme générale allongée, - la turbomachine a un axe longitudinal et comporte un générateur de gaz comprenant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine, le générateur de gaz définissant une veine annulaire principale d’écoulement d’un premier flux d’air, et le générateur de gaz étant destiné à être entouré par une veine annulaire secondaire d’écoulement d’un second flux d’air, le générateur de gaz entraînant une hélice située en amont des veines principale et secondaire, la structure de liaison étant fixée au générateur de gaz, en aval de l’hélice, de sorte que son axe d’allongement soit situé à un rayon mesuré par rapport à l’axe longitudinal, qui soit compris entre le rayon minimal et le rayon maximal de l’hélice ; - ladite turbomachine est du type caréné ou non caréné, - ladite veine secondaire est carénée ou non carénée ; - ladite hélice est située en amont des veines principale et secondaire ; en variante, l’hélice est située en aval de ces veines ; - la structure de liaison est fixée au générateur de gaz en aval de l’hélice ; en variante, la structure de liaison est fixée au générateur de gaz en amont de l’hélice ; - la turbomachine comprend une rangée annulaire d’aubes de redresseur qui est située en aval de l’hélice dans la veine secondaire, la seconde portion de la structure étant située entre deux aubes adjacentes de cette rangée d’aubes ou portant l’une des aubes de cette rangée d’aubes ; - les aubes de redresseur sont des aubes fixes ou des aubes à calage variable ; - les aubes de redresseur sont situées en aval de l’hélice dans la veine secondaire ; - ledit plan avant est situé en amont ou au droit de bords d’attaque des aubes de la rangée d’aubes, et/ou ledit plan arrière est situé en aval de bords de fuite des aubes de la rangée d’aubes ; - l’ensemble comprend en outre un pylône ayant un second axe d’allongement et comportant une extrémité avant de fixation à la première portion de la structure ; - l’ensemble comprend en outre des barres de reprise de poussée, ces barres comportant des extrémités avant fixées au générateur de gaz et des extrémités arrière reliées à un palonnier fixé au pylône, en arrière de la structure. Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : la est une vue très schématique d’un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef et son pylône d’accrochage, selon la technique antérieure à l’invention ; la 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 la technique antérieure à l’invention ; la est une vue très schématique d’une autre turbomachine d’aéronef et montre des points de fixation et de suspension à un pylône d’accrochage, selon la technique antérieure à l’invention ; la est une vue schématique en perspective d’un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef, un pylône d’accrochage, et une structure de liaison de la turbomachine au pylône, selon un mode préféré de réalisation de l’invention ; la est une vue schématique de côté du pylône et de la structure de liaison de la ; la est une vue schématique en perspective d’un organe de suspension avant de la structure de liaison de la ; la est autre une vue schématique en perspective de l’organe de suspension avant de la structure de liaison de la ; la est une vue schématique en perspective de bielles de suspension arrière de la structure de liaison de la ; la est une vue schématique de face d’une partie de la turbomachine et de la structure de liaison de la ; la est une vue schématique de dessus d’une partie de la turbomachine et de la structure de liaison de la ; la est une vue similaire à celle de la et représentant une variante de réalisation de l’invention ; la est une vue similaire à celle de la et représentant la même variante de réalisation de l’invention ; la est une vue schématique de côté de la structure de liaison de la lors d’une étape de hissage vers le pylône ; et la est une vue schématique en perspective et de face de la structure de liaison et du pylône de la , et illustrent les moments qui s’appliquent en fonctionnement aux points de liaison de la structure à la turbomachine. Structure (50) de liaison et de support d’une turbomachine (10) à un pylône (32) d’aéronef, la structure (50) ayant un premier axe d’allongement (C) destiné à s’étendre parallèlement à un second axe d’allongement (B) du pylône (32), la structure (50) comportant : - une première portion axiale (50a) de fixation au pylône (32), cette première portion (50a) comportant une extrémité supérieure qui définit un plan (P3) sensiblement horizontal d’interface avec le pylône (32), et une extrémité inférieure portant des bielles (62, 64) de suspension qui sont destinées à être reliées à la turbomachine (10) et qui s’étendent dans un premier plan sensiblement vertical, appelé plan arrière (P2), et - une seconde portion axiale (50b) destinée à s’étendre en avant du pylône (32) et comprenant au moins un organe de suspension (66) qui est destiné à être relié à la turbomachine (10) et qui s’étend dans un second plan sensiblement vertical, appelé plan avant (P1), ce plan avant étant à distance axiale du plan arrière (P2). Structure de liaison (50) selon la revendication 1, dans laquelle ledit au moins un organe (66) est situé à une extrémité avant libre de la seconde portion (50b). Structure de liaison (50) selon la revendication 2, dans laquelle ledit au moins un organe de suspension (66) est un groin qui comprend : - une bielle (72) de fixation à la turbomachine (10), qui s’étend dans ledit plan avant (P1), et - un corps cylindrique (74) qui est engagée dans un logement (76) de l’extrémité libre de la seconde portion (50b) et qui est apte à pivoter dans ce logement autour d’un axe (D) parallèle audit premier axe d’allongement (C). Structure de liaison (50) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la première portion (50a) porte trois bielles de suspension (62, 64) dans ledit plan arrière (P2), ces trois bielles comportant : - deux bielles latérales (62) s’étendant respectivement d’un côté et de l’autre de la première portion (50a), de manière symétrique par rapport à un plan médian vertical passant par ledit premier axe d’allongement (C), et - une bielle centrale (64) située sous la première portion (50a). Structure de liaison (50) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la seconde portion (50b) comprend une plateforme supérieure (79) de fixation d’au moins un pied d’une aube (54) de redresseur. Ensemble comportant une turbomachine (10) d’aéronef et une structure de liaison (50) selon l’une des revendications précédentes, la turbomachine (10) étant configurée pour être montée en porte-à-faux sur un pylône (32) grâce à cette structure de liaison (50). Ensemble selon la revendication précédente, dans lequel la turbomachine (10) a un axe longitudinal (A) et comporte un générateur de gaz (12) comprenant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un compresseur (14, 16), une chambre annulaire de combustion (18) et au moins une turbine (20, 22), le générateur de gaz définissant une veine annulaire principale d’écoulement d’un premier flux d’air, et le générateur de gaz (12) étant destiné à être entouré par une veine annulaire secondaire d’écoulement d’un second flux d’air, le générateur de gaz (12) entraînant une hélice (52) et la structure de liaison (50) étant fixée au générateur de gaz (12) de sorte que son axe d’allongement (C) soit situé à un rayon mesuré par rapport à l’axe longitudinal, qui soit compris entre le rayon minimal (Rmin) et le rayon maximal (Rmax) de l’hélice (52). Ensemble selon la revendication 6 ou 7, dans lequel la turbomachine (10) comprend une rangée annulaire d’aubes (54) de redresseur qui est située dans la veine secondaire, la seconde portion (50b) de la structure (50) étant située entre deux aubes (54) adjacentes de cette rangée d’aubes ou portant l’une des aubes (54) de cette rangée d’aubes. Ensemble selon la revendication précédente, dans lequel ledit plan avant (P1) est situé en amont ou au droit de bords d’attaque (54a) des aubes (54) de la rangée d’aubes, et/ou ledit plan arrière (P2) est situé en aval de bords de fuite (54b) des aubes (54) de la rangée d’aubes. Ensemble selon l’une des revendications 6 à 9, dans lequel il comprend en outre un pylône (32) ayant un second axe d’allongement (B) et comportant une extrémité avant (32a) de fixation à la première portion (50a) de la structure (50).