Aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèle ment à un longeron d’une ail e L'invention a pour objet un aéronef comprenant un fuselage (42), au moins une aile (44) de chaque côté du fuselage (42), au moins un ensemble propulseur (46) relié à l’aile (44) comportant chacun une hélice (56), une turbomachine (58) ainsi qu’un système d’accouplement reliant l’hélice (56) et la turbomachine (58). La turbomachine (58) comprend un rotor ainsi qu’au moins une zone d’éjection (78) dans laquelle sont potentiellement éjectés des morceaux de la turbomachine (58) en cas d’incident. Selon une caractéristique de l’invention, la turbomachine (58) est agencée de manière à ce que l’axe de rotation de son rotor forme un angle compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) du fuselage (42). En complément, le système d’accouplement comprend un renvoi d’angle reliant le rotor et l’hélice (56). Ainsi, la zone d’éjection (78) n’interfère pas avec le fuselage (42). Figure 4 Aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèlement à un longeron d’une aile La présente demande se rapporte à un aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèlement à un longeron d’une aile. Selon un mode de réalisation visible sur la , un aéronef comprend un fuselage 10 présentant un axe longitudinal X, des ailes 12 qui s’étendent de part et d’autre du fuselage 10, plusieurs ensembles propulseurs 14 reliés aux ailes 12 et positionnés de part et d’autre du fuselage 10, au moins un réservoir de carburant 16 ainsi que des canalisations 18, 18’ reliant le réservoir de carburant 16 et les ensembles propulseurs 14. Comme illustré sur la , chaque ensemble propulseur 14 comprend une hélice 20, une turbomachine 22 ainsi qu’un système d’accouplement 24 reliant l’hélice 20 et la turbomachine 22. La turbomachine 22 comprend un rotor 26, une entrée d’air 28, au moins un compresseur 30 relié au rotor 26, au moins une chambre de combustion 32, une turbine 34 reliée au rotor 26 et un échappement 36. L’hélice 20 présente un premier axe de rotation A20. Le rotor 26 présente un deuxième axe de rotation A26. Selon une configuration, les premier et deuxième axes de rotation A20, A26 sont parallèles entre eux et à l’axe longitudinal X de l’aéronef. La turbine 34 présente plusieurs disques positionnés dans des plans perpendiculaires au deuxième axe de rotation A26 dont les morceaux, en cas d’éclatement accidentel, sont éjectés selon des trajectoires comprises dans une zone d’éjection 38 qui s’étend de part et d’autre d’un plan perpendiculaire au deuxième axe de rotation A26. Comme illustré sur la , cette zone d’éjection 38 interfère avec la zone de jonction des ailes 12 et du fuselage 10 ainsi qu’avec une partie de ce dernier. Pour des raisons de sécurité, les réservoirs de carburant 16 ainsi que les canalisations 18, 18’ doivent être situés en dehors de cette zone d’éjection 38. Cette contrainte réduit fortement les possibilités d’implantation des réservoirs de carburant 16. La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur. A cet effet, l’invention a pour objet un aéronef comprenant un fuselage s’étendant selon un axe longitudinal, au moins une aile de chaque côté du fuselage ainsi qu’au moins un ensemble propulseur fixé à chaque aile, chaque aile présentant au moins un longeron avant s’étendant selon un axe sécant à l’axe longitudinal et de manière identique de chaque côté du fuselage ; chaque ensemble propulseur comportant une hélice, une turbomachine ainsi qu’un système d’accouplement reliant l’hélice et la turbomachine, l’hélice présentant un premier axe de rotation parallèle à l’axe longitudinal, la turbomachine comprenant un rotor, au moins une entrée d’air, au moins un compresseur relié au rotor, au moins une chambre de combustion, au moins une turbine reliée au rotor, au moins un échappement, le rotor présentant un deuxième axe de rotation. Selon l’invention, le deuxième axe de rotation forme un angle compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, le système d’accouplement comprenant un renvoi d’angle reliant le rotor et l’hélice. Selon cette solution, la zone d’éjection de chaque ensemble propulseur n’interfère pas avec le fuselage. Ainsi, les réservoirs de carburant peuvent être positionnés sur toute la longueur du fuselage, au niveau des ailes, à proximité du fuselage ou aux extrémités des ailes. Selon une autre caractéristique, le deuxième axe de rotation de la turbomachine d’un ensemble propulseur est parallèle au longeron avant de l’aile à laquelle est fixé l’ensemble propulseur. Selon une autre caractéristique, l’hélice d’un ensemble propulseur comprend un moyeu espacé de l’aile sur laquelle est fixé l’ensemble propulseur et le système d’accouplement comprend un boîtier dans lequel est positionné le renvoi d’angle, situé au droit du longeron avant de l’aile ainsi qu’un arbre de transmission reliant le renvoi d’angle et le moyeu. Selon une autre caractéristique, le système d’accouplement comprend un boîtier de vitesse reliant l’arbre de transmission et le moyeu de l’hélice. En complément, chaque ensemble propulseur comprend une structure présentant une première extrémité reliée à l’aile ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au boîtier de vitesse. Selon une autre caractéristique, la turbomachine comprend au moins un corps et l’ensemble propulseur comprend au moins une attache-voilure reliant le corps de la turbomachine et le longeron avant de l’aile. Selon une autre caractéristique, l’ensemble propulseur comprend une première attache-voilure reliant le corps de la turbomachine et le longeron avant de l’aile ainsi qu’une deuxième attache-voilure reliant le système d’accouplement et le longeron avant de l’aile. Selon une autre caractéristique, la première attache-voilure comprend une première partie solidaire de l’aile, une deuxième partie solidaire du corps de la turbomachine ainsi que deux biellettes présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante à la première partie et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante à la deuxième partie, les première et deuxième articulations pivotantes présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et au deuxième axe de rotation. Selon une autre caractéristique, la deuxième attache-voilure comprend une première partie solidaire de l’aile, une deuxième partie solidaire du système d’accouplement ainsi que deux biellettes présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante à la première partie et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante à la deuxième partie, les première et deuxième articulations pivotantes présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et perpendiculaires au deuxième axe de rotation. Selon une autre caractéristique, chaque ensemble propulseur comprend un carénage enveloppant la turbomachine ainsi que le système d’accouplement. En complément, l’entrée d’air comprend un premier conduit qui présente au moins un coude, une première extrémité débouchant au niveau du carénage, orientée vers l’avant et approximativement parallèle à l’axe longitudinal ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au corps de la turbomachine. Selon une autre caractéristique, l’échappement comprend un deuxième conduit qui présente au moins un coude, une première extrémité reliée au corps de la turbomachine ainsi qu’une deuxième extrémité débouchant au niveau du carénage, orientée vers l’arrière et parallèle à l’axe longitudinal. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l’invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels : est une vue de dessus schématique d’un aéronef illustrant un mode de réalisation de l’art antérieur, est une représentation schématique d’un ensemble propulseur illustrant un mode de réalisation de l’art antérieur, est une vue en perspective d’un aéronef, est une vue de dessus schématique d’un aéronef illustrant un mode de réalisation de l’invention, est une vue de dessus schématique d’un ensemble propulseur illustrant un mode de réalisation de l’invention, est une vue de dessous d’un ensemble propulseur sans carénage illustrant un mode de réalisation de l’invention, est une vue de dessous de l’ensemble propulseur visible sur la avec un carénage, est une vue en perspective d’un ensemble propulseur sans carénage illustrant un mode de réalisation de l’invention, est une vue en perspective d’un système de liaison reliant un ensemble propulseur et une aile illustrant un mode de réalisation de l’invention, et est une vue en perspective illustrant en détails le système de liaison visible sur la . Sur les figures 3 et 4, un aéronef 40 comprend un fuselage 42 qui s’étend entre des pointes avant et arrière 42.1, 42.2, au moins une aile 44 de chaque côté du fuselage, chacune reliée au fuselage 42, au moins un ensemble propulseur 46 fixé à chaque aile 44 et positionnés de part et d’autre du fuselage 42, au moins un réservoir de carburant 48 ainsi qu’au moins une canalisation de carburant 50 reliant chaque ensemble propulseur 46 à un réservoir de carburant 48. Selon une application, l’aéronef 40 fonctionne à l’hydrogène, le réservoir de carburant 48 est configuré pour stocker de l’hydrogène et les canalisations de carburant 50 sont configurées pour canaliser de l’hydrogène. Les ensembles propulseurs sont de type turbopropulseur. Le fuselage 42 présente un axe longitudinal X reliant les pointes avant et arrière 42.1, 42.2. Les termes avant et arrière font référence au sens d’écoulement de l’air à l’extérieur de l’aéronef en vol qui s’écoule de l’avant vers l’arrière. Chaque aile 44 présente au moins un bord d’attaque 44.1 ains qu’au moins un bord de fuite 44.2. Selon un mode de réalisation, sur le plan structurel, chaque aile 44 comprend au moins un longeron avant 52.1 approximativement parallèle au bord d’attaque 44.1, au moins un longeron arrière 52.2 approximativement parallèle au bord de fuite 44.2 ainsi que plusieurs cadres 54 reliant les longerons avant et arrière 52.1, 52.2. Les autres éléments de l’aile 44 ne sont pas plus décrits car ils sont connus de l’homme du métier. A titre indicatif, le longeron avant 52.1 s’étend selon un axe S sécant à l’axe longitudinal X, identique de chaque côté du fuselage, formant un angle compris entre 60° et 90° avec l’axe longitudinal X. Comme illustré sur la , chaque ensemble propulseur 46 comprend une hélice 56, une turbomachine 58 ainsi qu’un système d’accouplement 60 reliant l’hélice 56 et la turbomachine 58. La turbomachine 58 comprend un rotor 62, au moins une entrée d’air 64, au moins un compresseur 66 relié au rotor 62, au moins une chambre de combustion 68, au moins une turbine 70 reliée au rotor 62 ainsi qu’au moins un échappement 72. L’hélice 56 comprend un moyeu 74 présentant un premier axe de rotation A74 parallèle à l’axe longitudinal X ainsi que des pales 76 reliées au moyeu 74. Le rotor 62 présente un deuxième axe de rotation A62. La turbine 70 présente plusieurs disques positionnés dans des plans perpendiculaires au deuxième axe de rotation A62. La turbomachine 58 comprend au moins une zone d’éjection 78 dans laquelle sont potentiellement éjectés des morceaux de la turbomachine comme les disques de la turbine 70 ou des morceaux de disque par exemple, en cas d’éclatement accidentel. Cette zone d’éjection 78 s’étend de part et d’autre d’un plan perpendiculaire au deuxième axe de rotation A62. Selon une caractéristique de l’invention, le deuxième axe de rotation A62 forme un angle α compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Cet angle α est tel que la zone d’éjection 78 de chaque ensemble propulseur 46 n’interfère pas avec le fuselage 42, comme illustré sur la . Ainsi, les réservoirs de carburant 48 peuvent être positionnés sur toute la longueur du fuselage 42, au niveau des ailes 44, à proximité du fuselage 42 ou aux extrémités des ailes 44. Cet agencement permet d’élargir les possibilités en matière d’implantation des réservoirs de carburant 48 et des canalisations de carburant 50. Selon un mode de réalisation, le deuxième axe de rotation A62 est parallèle au longeron avant 52.1 de l’aile 44, positionné à l’aplomb et au-dessous dudit longeron avant 52.1. Le deuxième axe de rotation A62 du rotor 62 de la turbomachine 58 n’étant pas parallèle au premier axe de rotation A74 de l’hélice 56, le système d’accouplement 60 comprend un renvoi d’angle 80 pour relier le rotor 62 et l’hélice 56. Selon un mode de réalisation, le système d’accouplement 60 comprend également un réducteur. Selon une configuration, le moyeu 74 de l’hélice 56 est espacé vers l’avant par rapport au bord d’attaque de 44.1 de l’aile 44. Selon cette configuration, le système d’accouplement 60 comprend un boîtier 82 dans lequel est positionné le renvoi d’angle 80, positionné au droit du longeron avant 52.1 de l’aile 44 ainsi qu’un arbre de transmission 84 reliant le renvoi d’angle 80 et le moyeu 74. Le système d’accouplement 60 comprend un boîtier de vitesse 86 reliant l’arbre de transmission 84 et le moyeu 74, comme illustré sur les figures 6 et 7. L’ensemble propulseur 46 comprend une structure 88 reliant l’aile 44 et l’hélice 56. Selon un mode de réalisation visible sur les figures 6 et 7, cette structure 88 a une forme en caisson. Selon un autre mode de réalisation visible sur les figures 8 à 10, la structure 88 est une structure mécanosoudée. Cette structure 88 comprend une première extrémité reliée par au moins une fixation 90 à l’aile 44 ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au boîtier de vitesse 86. La turbomachine 58 comprend au moins un corps 92 dans lequel sont positionnés le rotor 62, le (ou les) compresseur(s) 66, la (ou les) chambre(s) de combustion 68 et la (ou les) turbine(s) 70. Selon un mode de réalisation visible sur la , la turbomachine 58 comprend un premier corps 92 dans lequel sont positionnés un tronçon du rotor 62 et le (ou les) compresseur(s) 66 ainsi qu’un deuxième corps 92’ dans lequel sont positionnés un tronçon du rotor 62, la (ou les) turbine(s) 70 et la (ou les) chambre(s) de combustion 68, les premier et deuxième corps 92, 92’ étant positionnés de part et d’autre du système d’accouplement 60 et plus particulièrement de son boîtier 82. Selon d’autres modes de réalisation visibles sur les figures 6 à 10, la turbomachine 58 comprend un unique corps 92, approximativement cylindrique, dans lequel sont positionnés le rotor 62, le (ou les) compresseur(s) 66, la (ou les) chambre(s) de combustion 68 et la (ou les) turbine(s) 70. L’ensemble propulseur 46 comprend au moins une attache-voilure 94 reliant le corps 92 de la turbomachine 58 au longeron avant 52.1 de l’aile 44 et éventuellement à un cadre 54 de l’aile 44. Ainsi, le corps 92 de la turbomachine 58 est suspendu sous le longeron avant 52.1 de l’aile 44. Selon un mode de réalisation visible sur les figures 8 à 10, l’ensemble propulseur 46 comprend une première attache-voilure 94 reliant le corps 92 de la turbomachine 58 au longeron avant 52.1 de l’aile 44 ainsi qu’une deuxième attache-voilure 94’ reliant le boîtier 82 du système d’accouplement 60 au longeron avant 52.1 de l’aile 44. Selon un mode de réalisation visible en détails sur la , la première attache-voilure 94 comprend une première partie 96 solidaire de l’aile 44, une deuxième partie 98 solidaire du corps 92 de la turbomachine 58 ainsi que deux biellettes 100, 100’ qui présentent chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante 100.1 à la première partie 96 et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante 100.2 à la deuxième partie 98. Selon une configuration, les première et deuxième articulations pivotantes 100.1, 100.2 présentent des axes de pivotement parallèles entre eux et au deuxième axe de rotation A62. La deuxième attache-voilure 94’ comprend une première partie 102 solidaire de l’aile 44, une deuxième partie 104 solidaire du boîtier 82 du système d’accouplement 60 ainsi que deux biellettes 106, 106’ qui présentent chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante 106.1 à la première partie 102 et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante 106.2 à la deuxième partie 104. Selon une configuration, les première et deuxième articulations pivotantes 106.1, 106.2 présentent des axes de pivotement parallèles entre eux et perpendiculaires au deuxième axe de rotation A62. L’ensemble propulseur 46 comprend un carénage 108 enveloppant la turbomachine 58 ainsi que le système d’accouplement 60. Selon un mode de réalisation, l’entrée d’air 64 comprend un premier conduit 110 qui présent au moins un coude, une première extrémité 110.1 débouchant au niveau du carénage 108, orientée vers l’avant et approximativement parallèle à l’axe longitudinal X ainsi qu’une deuxième extrémité 110.2 reliée au corps 92 de la turbomachine 58. Selon un mode de réalisation, l’échappement 72 comprend un deuxième conduit 112 qui présente au moins un coude, une première extrémité 112.1 reliée au corps 92 de la turbomachine 58 ainsi qu’une deuxième extrémité 112.2 débouchant au niveau du carénage 108, orientée vers l’arrière et approximativement parallèle à l’axe longitudinal X. Aéronef comprenant un fuselage (42) s’étendant selon un axe longitudinal (X), au moins une aile (44) de chaque côté du fuselage (42) ainsi qu’au moins un ensemble propulseur (46) fixé à chaque aile (44), chaque aile (44) présentant au moins un longeron avant (52.1) s’étendant selon un axe (S) sécant à l’axe longitudinal (X) et de manière identique de chaque côté du fuselage ; chaque ensemble propulseur (46) comportant une hélice (56), une turbomachine (58) ainsi qu’un système d’accouplement (60) reliant l’hélice (56) et la turbomachine (58), l’hélice (56) présentant un premier axe de rotation (A74) parallèle à l’axe longitudinal (X), la turbomachine (58) comprenant un rotor (62), au moins une entrée d’air (64), au moins un compresseur (66) relié au rotor (62), au moins une chambre de combustion (68), au moins une turbine (70) reliée au rotor (62), au moins un échappement (72), le rotor (62) présentant un deuxième axe de rotation (A62) ; caractérisé en ce que le deuxième axe de rotation (A62) forme un angle (α) compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et en ce que le système d’accouplement (60) comprend un renvoi d’angle (80) reliant le rotor (62) et l’hélice (56). Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le deuxième axe de rotation (A62) de la turbomachine (58) d’un ensemble propulseur (46) est parallèle au longeron avant (52.1) de l’aile (44) à laquelle est fixé l’ensemble propulseur. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’hélice (56) d’un ensemble propulseur (46) comprend un moyeu (74) espacé de l’aile (44) sur laquelle est fixé l’ensemble propulseur et en ce que le système d’accouplement (60) comprend un boîtier (82) dans lequel est positionné le renvoi d’angle (80), positionné au droit du longeron avant (52.1) de ladite aile (44), ainsi qu’un arbre de transmission (84) reliant le renvoi d’angle (80) et le moyeu (74). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le système d’accouplement (60) comprend un boîtier de vitesse (86) reliant l’arbre de transmission (84) et le moyeu (74) de l’hélice (56) et en ce que chaque ensemble propulseur (46) comprend une structure (88) présentant une première extrémité reliée à l’aile (44) ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au boîtier de vitesse (86). Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine (58) comprend au moins un corps (92) et en ce que l’ensemble propulseur (46) comprend au moins une attache-voilure (94) reliant le corps (92) de la turbomachine (58) et le longeron avant (52.1) de l’aile (44). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’ensemble propulseur (46) comprend une première attache-voilure (94) reliant le corps (92) de la turbomachine (58) et le longeron avant (52.1) de l’aile (44) ainsi qu’une deuxième attache-voilure (94’) reliant le système d’accouplement (60) et le longeron avant (52.1) de l’aile (44). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la première attache-voilure (94) comprend une première partie (96) solidaire de l’aile (44), une deuxième partie (98) solidaire du corps (92) de la turbomachine (58) ainsi que deux biellettes (100, 100’) présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante (100.1) à la première partie (96) et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante (100.2) à la deuxième partie (98), les première et deuxième articulations pivotantes (100.1, 100.2) présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et au deuxième axe de rotation (A62). Aéronef selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que la deuxième attache-voilure (94’) comprend une première partie (102) solidaire de l’aile (44), une deuxième partie (104) solidaire du système d’accouplement (60) ainsi que deux biellettes (106, 106’) présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante (106.1) à la première partie (102) et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante (106.2) à la deuxième partie (104), les première et deuxième articulations pivotantes (106.1, 106.2) présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et perpendiculaires au deuxième axe de rotation (A62). Aéronef selon l’une des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que chaque ensemble propulseur (46) comprend un carénage (108) enveloppant la turbomachine (58) ainsi que le système d’accouplement (60) et en ce que l’entrée d’air (64) comprend un premier conduit (110) qui présente au moins un coude, une première extrémité (110.1) débouchant au niveau du carénage (108), orientée vers l’avant et approximativement parallèle à l’axe longitudinal (X), ainsi qu’une deuxième extrémité (110.2) reliée au corps (92) de la turbomachine (58). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’échappement (72) comprend un deuxième conduit (112) qui présente au moins un coude, une première extrémité (112.1) reliée au corps (92) de la turbomachine (58) ainsi qu’une deuxième extrémité (112.2) débouchant au niveau du carénage (108), orientée vers l’arrière et parallèle à l’axe longitudinal (X).