FR2909973A1 - Engine mounting structure for jet engine of aircraft, has rigid structure, whose back structure projects caisson toward back, and carries back wing attachment to retrieve exerting forces along vertical direction of mounting structure - Google Patents

Abstract

The mounting structure (4) has a rigid structure with a front longitudinal central caisson (22), and an anchoring unit for anchoring the structure (4) on a wing. The unit has a connection hinge (54) fixed to the caisson, and a back wing attachment located relative to lateral attachments. The structure has a back structure (21) with a transversal width reduced relative to that of the caisson, and projects the caisson towards the back. The back structure carries the back wing attachment to strictly retrieve exerting forces along a vertical direction of the mounting structure.

Description

MAT D'ACCROCHAGE DE TURBOREACTEUR POUR AERONEF A STRUCTURE ARRIERE DEAIRBORNE TURBOELECTOR ATTACHING MACHINE WITH REAR STRUCTURE

LARGEUR TRANSVERSALE REDUITE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale à un mât d'accrochage de turboréacteur pour 10 aéronef. Ce type de mât d'accrochage, également appelé EMS (de l'anglais Engine Mounting Structure ), permet de suspendre le turboréacteur au-dessous de la voilure de l'aéronef, ou bien de monter ce turboréacteur au-dessus de cette même voilure. 15 ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Un tel mât d'accrochage est en effet prévu pour constituer l'interface de liaison entre un turboréacteur et une voilure de l'aéronef. Il permet de transmettre à la structure de cet aéronef les efforts 20 générés par son turboréacteur associé, et autorise également le cheminement du carburant, des systèmes électriques, hydrauliques, et air entre le moteur et l'aéronef. Afin d'assurer la transmission des efforts, 25 le mât comporte une structure rigide, également dénommée structure primaire, souvent du type caisson, c'est-à-dire formée par l'assemblage de longerons supérieurs et inférieurs raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales, des panneaux 30 latéraux pouvant également être prévus. 2909973 2 D'autre part, le mât est muni d'un système de montage interposé entre le turboréacteur et la structure rigide du mât, ce système comportant globalement au moins deux attaches moteur, généralement 5 au moins une attache avant et au moins une attache arrière. De plus, le système de montage comprend un dispositif de reprise des efforts de poussée générés par le turboréacteur. Dans l'art antérieur, ce dispositif prend par exemple la forme de deux bielles latérales raccordées d'une part à une partie arrière du carter de soufflante du turboréacteur, et d'autre part à une attache arrière fixée sur le carter central de ce dernier.  TECHNICAL FIELD The present invention relates generally to a turbojet engine mount for aircraft. This type of attachment mast, also called EMS (English Engine Mounting Structure), allows to suspend the turbojet below the wing of the aircraft, or to mount the turbojet above the same wing . STATE OF THE PRIOR ART Such an attachment pylon is in fact provided to form the connecting interface between a turbojet engine and a wing of the aircraft. It makes it possible to transmit to the structure of this aircraft the forces generated by its associated turbojet, and also authorizes the routing of fuel, electrical, hydraulic and air systems between the engine and the aircraft. To ensure the transmission of forces, the mast comprises a rigid structure, also called primary structure, often of the box type, that is to say formed by the assembly of upper and lower spars interconnected by the intermediate transverse ribs, side panels 30 may also be provided. On the other hand, the mast is provided with a mounting system interposed between the turbojet engine and the rigid structure of the mast, this system generally comprising at least two engine attachments, generally at least one front attachment and at least one attachment. back. In addition, the mounting system comprises a device for taking up the thrust forces generated by the turbojet engine. In the prior art, this device takes for example the form of two lateral connecting rods connected on the one hand to a rear part of the turbojet fan casing, and on the other hand to a rear attachment fixed to the central casing of the latter .

De la même façon, le mât d'accrochage comporte également un second système de montage interposé entre la structure rigide de ce mât et la voilure de l'aéronef, ce second système également dénommé moyens d'accrochage du mât sur la voilure étant habituellement composé de deux ou trois attaches. Enfin, le mât est pourvu d'une structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamiques.  In the same way, the attachment mast also comprises a second mounting system interposed between the rigid structure of this mast and the wing of the aircraft, this second system, also known as mast attachment means on the wing being usually composed of two or three fasteners. Finally, the mast is provided with a secondary structure ensuring the segregation and maintenance of the systems while supporting aerodynamic fairings.

Comme cela a été évoqué ci-dessus, un mât d'accrochage classique de turboréacteur de l'art antérieur prend grossièrement la forme d'un caisson parallélépipédique, disposant de grandes dimensions afin de pouvoir reprendre la totalité des efforts générés par le turboréacteur associé, et de les transférer dans la voilure. A cet égard, il est noté 2909973 3 que les moyens d'accrochage du mât sur la voilure comprennent une attache arrière voilure généralement conçue de manière à reprendre au moins les efforts s'exerçant selon la direction transversale du mât, de 5 manière à pouvoir participer à la reprise du moment s'exerçant selon la direction verticale, conjointement avec une autre attache voilure située plus en avant sur le caisson, reprenant elle aussi les efforts s'exerçant selon la direction transversale. Ce mode de reprise du 10 moment s'exerçant selon la direction verticale nécessite alors en particulier de prévoir une largeur transversale du caisson importante en partie arrière de celui-ci, et plus généralement sur toute la longueur du mât. 15 Par conséquent, le fort encombrement du mât, résultant notamment de l'importante largeur transversale de sa partie arrière, provoque inéluctablement des perturbations importantes du flux secondaire s'échappant du canal annulaire de 20 soufflante, ce qui se traduit directement par une traînée importante, ainsi que par des pertes en termes de rendement du turboréacteur et de consommation de carburant. EXPOSÉ DE L'INVENTION 25 L'invention a donc pour but de proposer un mât d'accrochage de turboréacteur pour aéronef remédiant au moins partiellement à l'inconvénient mentionné ci-dessus, relatif aux réalisations de l'art antérieur. 30 Pour ce faire, l'invention a pour objet un mât d'accrochage de turboréacteur pour aéronef, le mât 2909973 4 disposant d'une part d'une structure rigide comportant un caisson central longitudinal avant, et d'autre part des moyens d'accrochage du mât sur une voilure de l'aéronef, ces moyens d'accrochage du mât sur la 5 voilure comprenant deux attaches latérales voilure chacune conçue de manière à reprendre des efforts de poussée s'exerçant selon une direction longitudinale du mât, et présentant une ferrure de raccordement sur le mât fixée au caisson central longitudinal avant, les 10 moyens d'accrochage du mât sur la voilure comprenant en outre une attache arrière voilure située en arrière par rapport aux attaches latérales. Selon l'invention, la structure rigide comprend en outre une structure arrière de largeur 15 transversale réduite par rapport à celle du caisson central longitudinal avant, prolongeant ce dernier vers l'arrière et portant l'attache arrière voilure conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon une direction verticale du mât. 20 Ainsi, dans la solution apportée par la présente invention, la reprise du moment s'exerçant selon la direction verticale s'effectue à l'aide des deux attaches latérales voilure reprenant chacune les efforts de poussée selon la direction longitudinale, et 25 non plus avec l'attache arrière voilure. A ce titre, il est noté que les attaches latérales principalement dédiées à la reprise des efforts de poussée générés par le turboréacteur sont naturellement conçues pour supporter le passage d'efforts extrêmement importants, 30 de sorte que la fonction additionnelle de reprise du moment s'exerçant selon la direction verticale du mât, 2909973 5 à l'aide de la reprise des efforts longitudinaux de poussée, n'engendre pas de surdimensionnement de ces attaches latérales voilure, ni celui du caisson central longitudinal au niveau de ces dernières. 5 Par ailleurs, le mode particulier de reprise du moment s'exerçant selon la direction verticale ne nécessite plus de prévoir une largeur surdimensionnée de la partie de la structure rigide située en arrière des attaches latérales voilure, étant 10 donné que cette partie arrière de la structure rigide n'est plus dédiée à la reprise de ce moment selon la direction verticale. C'est la raison pour laquelle l'invention propose de façon astucieuse et originale d'implanter une structure arrière de largeur 15 transversale réduite prolongeant le caisson central longitudinal avant. Cette structure arrière est alors prévue pour porter l'attache arrière voilure ne reprenant que les efforts s'exerçant selon la direction verticale, notamment en vue de la reprise du moment 20 s'exerçant selon la direction transversale du mât, qui ne nécessite en effet aucunement la présence d'une largeur transversale importante. D'ailleurs, il est noté que la reprise du moment s'exerçant selon la direction transversale du mât, par l'intermédiaire de 25 la reprise des efforts s'exerçant selon la direction verticale, s'effectue dans un plan vertical au sein duquel peut s'inscrire la structure arrière de largeur transversale réduite. Cette spécificité de largeur transversale 30 réduite, également appelée épaisseur réduite, contribue fortement à diminuer les perturbations du flux 2909973 6 secondaire s'échappant du canal annulaire de soufflante. En outre, la structure arrière de largeur transversale réduite étant de préférence prévue pour 5 porter uniquement l'attache arrière voilure des moyens d'accrochage du mât sur la voilure, elle est donc uniquement dédiée à la reprise et au transfert vers la voilure des efforts s'exerçant selon la direction verticale, et à la reprise du moment s'exerçant selon 10 la direction transversale. Pour cette raison, il est donc facilement possible d'ajuster sa longueur, en fonction de la rigidité de flexion désirée selon la direction transversale, et ce sans que la modification de la longueur de la structure arrière n'ait une 15 incidence sur la rigidité de flexion selon la direction verticale, pilotée indépendamment par les deux attaches latérales voilure. Cette particularité facilite avantageusement la conception de la structure rigide/primaire du mât d'accrochage. En outre, 20 l'adaptation possible de la longueur de la structure arrière de largeur réduite permet donc d'ajuster le point d'ancrage de l'attache arrière voilure de façon à obtenir un bras de levier s'opposant au moment s'exerçant selon la direction transversale, et donc de 25 manière à obtenir un niveau d'effort suffisamment faible pour éviter d'avoir à ajouter des éléments additionnels telle qu'une bielle de soutien supplémentaire entre la voilure et la partie avant du mat. Cela évite ainsi les problèmes d'hyperstatisme 30 liés à l'introduction de tels éléments additionnels, 2909973 7 ainsi que les problèmes d'aménagement des systèmes qui en découlent. La structure arrière de largeur transversale réduite est tout à fait appropriée pour 5 remplir la fonction de secours dite Fail Safe , par exemple par doublement de cette structure. Ainsi, en cas de rupture/endommagement de l'une des deux sous-structures formant conjointement la structure arrière de largeur transversale réduite, les efforts peuvent 10 transiter par la sous-structure restante, ce qui assure avantageusement un chemin d'efforts en mode Fail Safe identique au chemin d'efforts rencontré en mode normal. Enfin, il est indiqué qu'avec l'invention, les moyens d'accrochage du mât sur la voilure, au- 15 dessus ou en dessous de celle-ci, peuvent avantageusement constituer un système de montage isostatique. En outre, la totalité de ces moyens se situe préférentiellement en arrière par rapport à un bord d'attaque de la voilure, sous l'intrados ou sur 20 l'extrados de celle-ci, ce qui constitue une aide sensible au maintien de leur intégrité et à celle de la voilure en cas de crash de l'aéronef. De préférence, les ferrures de raccordement sur le mât des deux attaches latérales voilure font 25 saillie vers l'arrière par rapport au caisson central longitudinal avant sur lequel elles sont fixées, la structure arrière de largeur transversale réduite étant fixée sur le caisson central longitudinal avant de manière à être agencé entre les deux ferrures de 30 raccordement, à distance de celles-ci. 2909973 8 Cette disposition particulière des ferrures de raccordement offre toute d'abord un caractère compact au mât d'accrochage, étant donné que l'encombrement de celui-ci est optimisé par la mise en 5 place de l'extrémité avant de la structure arrière de largeur réduite entre ces deux ferrures de raccordement appartenant aux attaches latérales voilure. De plus, l'extension vers l'arrière de ces ferrures de raccordement, par exemple au-delà d'un cadre de 10 fermeture arrière du caisson central longitudinal avant, permet de rapprocher ces mêmes ferrures du longeron avant de voilure sur lequel les attaches latérales voilure sont destinées à être raccordées. Cela permet avantageusement de diminuer le porte-à-faux 15 rencontré antérieurement, qui résultait d'un décalage important vers l'avant des attaches voilure dédiées à la reprise des efforts de poussée, par rapport à la position du longeron avant de voilure. De plus, on peut faire en sorte que ces 20 ferrures de raccordement ne fassent pas saillie du caisson central longitudinal avant, dans la direction de la hauteur. Ainsi, dans le cas préféré mais non limitatif où le mât se situe sous la voilure, les ferrures de raccordement font saillie vers l'arrière du 25 caisson central, mais ne s'étendent de préférence pas au-delà du longeron supérieur de ce caisson, dans la direction de la hauteur. Cela permet de rapprocher au mieux la structure rigide de la voilure, dans la mesure où les attaches latérales voilure ne sont plus 30 entièrement situées au-dessus de la structure rigide 2909973 9 comme cela était le cas dans l'art antérieur, mais en partie agencées latéralement par rapport à celle-ci. Cette spécificité permet de disposer d'un ensemble moteur de grande compacité, offrant par 5 exemple un gain en terme de garde au sol sous le moteur, particulièrement apprécié en raison de l'utilisation récurrente de moteurs à forts taux de dilution sur les aéronefs actuels. De préférence, au niveau de l'extrémité 10 arrière du caisson central longitudinal avant sur laquelle la structure arrière de largeur transversale réduite est montée fixement, par exemple par encastrement, la hauteur selon la direction verticale de cette structure arrière de largeur transversale 15 réduite est au moins égale à la hauteur selon la direction verticale de l'extrémité arrière du caisson central longitudinal avant. Bien entendu, on fait alors dans ce cas de préférence en sorte que la structure arrière de largeur transversale réduite chevauche 20 entièrement l'extrémité arrière du caisson central longitudinal avant, selon la direction de la hauteur, la structure arrière pouvant de plus s'étendre au-delà de l'extrémité arrière du caisson central longitudinal avant selon la direction verticale, d'un côté et/ou de 25 l'autre de celle-ci, lorsqu'elle dispose d'une hauteur plus importante que celle de ladite extrémité arrière. A cet égard, le caisson central longitudinal avant est pourvu de préférence d'une longeron supérieur et d'un longeron inférieur, et la 30 structure arrière de largeur transversale réduite dispose d'une extrémité avant inférieure et d'une 2909973 10 extrémité avant supérieure dont l'une au moins se situant dans le prolongement du longeron supérieur ou du longeron inférieur, respectivement. La continuité recherchée entre l'extrémité 5 avant supérieure de la structure arrière et le longeron supérieur du caisson central, et/ou entre l'extrémité avant inférieure de la structure arrière et le longeron inférieur du caisson central, permet d'assurer une bonne transition des efforts cheminant de l'avant vers 10 l'arrière à travers la structure rigide du mât, à savoir du caisson vers la structure arrière de largeur réduite. Le prolongement peut par exemple se matérialiser par l'affleurement des deux éléments concernés, et, d'une façon plus générale, se 15 caractérise par l'absence de marche significative entre ces mêmes éléments. Selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, la structure arrière de largeur transversale réduite dispose d'une extrémité avant 20 inférieure et d'une extrémité avant supérieure se situant respectivement dans le prolongement du longeron supérieur et du longeron inférieur. Cela permet d'assurer une très bonne transition des efforts cheminant de l'avant vers l'arrière à travers la 25 structure rigide du mât. Dans un tel cas, on fait de préférence en sorte que la structure arrière de largeur transversale réduite prend sensiblement la forme d'un triangle dont l'une de ses bases est fixée au caisson central 30 longitudinal avant, par exemple par encastrement sur la nervure transversale de fermeture arrière du caisson, 2909973 11 avec son sommet opposé portant l'attache arrière voilure. La forme de triangle, qui s'inscrit donc dans un plan, est préférée notamment en raison du faible encombrement qu'elle engendre, en particulier vers 5 l'arrière, à savoir vers ledit sommet opposé portant l'attache arrière voilure. De plus, le triangle de faible épaisseur s'étendant de préférence dans le plan vertical de symétrie de la structure rigide, il est donc tout à fait adapté pour assurer la reprise du 10 moment s'exerçant selon la direction transversale du mât, par l'intermédiaire de la reprise des efforts s'exerçant selon la direction verticale. Naturellement, cette forme de triangle aurait pu être adoptée même dans le cas où les 15 extrémités avant de la structure arrière ne prolongent pas les longerons de caisson central, sans sortir du cadre de l'invention. Il est précisé que cette forme est particulièrement aisée à obtenir d'une seul tenant, par exemple par usinage, de préférence de manière à ce 20 qu'elle soit évidée en son intérieur pour ne laisser apparaître grossièrement que trois montants jointifs constituant respectivement les trois côtés du triangle. Alternativement, on peut prévoir que la structure arrière de largeur transversale réduite 25 dispose d'une extrémité avant inférieure et d'une extrémité avant supérieure dont l'une seulement se situant dans le prolongement de l'un des longerons supérieur et inférieur, respectivement, la structure arrière de largeur transversale réduite présentant une 30 extension avant faisant saillie vers l'avant par rapport à une extrémité arrière du caisson central 2909973 12 longitudinal avant, cette extension avant étant agencée extérieurement par rapport au caisson central longitudinal avant, sur/sous l'autre des longerons supérieur et inférieur. 5 Ainsi, dans cet autre mode de réalisation préféré, la structure arrière ne s'étend pas entièrement en arrière par rapport au caisson central longitudinal avant, mais présente une extension avant rapportée sur le longeron supérieur de caisson, ou bien 10 sur le longeron inférieur de caisson. Plus précisément, dans le cas où le mât est destiné à être suspendu sous la voilure, l'extension avant se trouve alors de préférence agencée sous le longeron inférieur de caisson, en contact avec celui-ci. Cela permet tout 15 d'abord de renforcer la rigidité du caisson central longitudinal avant à l'aide d'une structure de plus faible largeur transversale, cet rigidification autorisant alors une diminution de la hauteur du caisson, sur toute la longueur de celui-ci. La 20 conséquence avantageuse qui découle de cet agencement réside dans une diminution sensible des perturbations aérodynamiques générées par le mât d'accrochage dans le flux secondaire du turboréacteur. Par ailleurs, cet agencement se révèle 25 également particulièrement intéressant en ce sens qu'il constitue une solution astucieuse permettant d'approcher la structure rigide du mât au plus prêt du carter moteur pour la mise en place de l'attache moteur arrière, sans pour autant provoquer de perturbations 30 aérodynamiques élevées, grâce à la faible épaisseur de la structure arrière capable de servir de support pour 2909973 13 cette attache moteur arrière. Il est noté que cette solution est préférentiellement adoptée lorsque l'attache moteur arrière est uniquement conçue pour reprendre les efforts s'exerçant selon la direction 5 verticale, notamment en vue de la reprise du moment s'exerçant selon la direction transversale. En effet, en raison de la faible largeur transversale de la structure arrière, celleci pourrait se révéler inadaptée à la transmission des efforts selon la 10 direction transversale, et, surtout, à la reprise du moment s'exerçant selon la direction verticale. De préférence, dans cette alternative, la structure arrière de largeur transversale réduite présente une extrémité arrière portant l'attache 15 arrière voilure. D'une façon générale, la largeur moyenne L' de la structure arrière de largeur transversale réduite, et la largeur moyenne L d'une extrémité arrière du caisson central longitudinal avant, sont 20 prévues de manière à vérifier la relation 2 < L/L' < 6, ce rapport étant plus préférentiellement compris entre 2 et 3. Toujours de manière préférentielle, les moyens d'accrochage du mât sur la voilure de l'aéronef 25 sont constitués par l'attache arrière voilure conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction verticale du mât, les deux attaches latérales voilure chacune conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction 30 longitudinale du mât et selon la direction verticale de celui-ci, et une attache avant voilure située en avant 2909973 14 par rapport aux attaches latérales voilure, cette attache avant voilure étant fixée au caisson central longitudinal avant et conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon une direction 5 transversale du mât. Cela permet d'obtenir un système de montage isostatique, facilitant la conception des différentes attaches et de la structure rigide du mât. Comme évoqué précédemment, la structure arrière de largeur transversale réduite se situe de 10 préférence dans un plan vertical parallèle à la direction longitudinale X du mât d'accrochage, ce plan vertical constituant préférentiellement un plan de symétrie pour la structure rigide du mât d'accrochage. De préférence, la structure rigide 15 comporte, en plus du caisson central longitudinal avant, deux caissons latéraux solidaires d'une partie avant du caisson central et incorporant chacun une peau supérieure et une peau inférieure, le mât comportant également une première et une seconde attache moteur 20 avant conçues de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon une direction longitudinale du mât, les première et seconde attaches moteur avant étant respectivement agencées sur les deux caissons latéraux. Cette spécificité permet d'assurer la 25 reprise des efforts de poussée, c'est-à-dire ceux orientés selon la direction longitudinale du mât, par l'intermédiaire des deux caissons latéraux prévus à cet effet. Cette reprise peut être effectuée de manière totalement satisfaisante, dans le sens où les efforts 30 de poussée passant par les première et seconde attaches moteur avant peuvent alors facilement transiter par les 2909973 15 peaux de ces caissons, que l'on peut ainsi qualifier de peaux travaillantes. Une fois ces efforts remontés au niveau d'une extrémité supérieure des caissons latéraux, ils arrivent ensuite au caisson central 5 longitudinal avant à travers lequel ils peuvent être acheminés selon la direction longitudinale, vers l'arrière du mât, à savoir vers la structure arrière de largeur réduite. De façon analogue, il est à comprendre que 10 la reprise du moment s'exerçant selon la direction verticale est également parfaitement assurée par les deux caissons latéraux, principalement par l'intermédiaire d'un cadre de fermeture avant et d'un cadre de fermeture arrière prévus sur chacun de ces 15 caissons. Enfin, il en est de même pour la reprise du moment s'exerçant selon la direction longitudinale du mât, cette reprise devant effectivement être assurée par les caissons latéraux lorsque les première et 20 seconde attaches moteur avant sont aussi conçues de manière à reprendre les efforts s'exerçant selon la direction verticale du mât. Bien entendu, la résistance mécanique apportée par ces caissons latéraux permet au caisson 25 central sur lequel ils sont rapportés fixement de disposer de dimensions plus faibles que celles pratiquées antérieurement, principalement en ce qui concerne son épaisseur. Cela implique que ce caisson central est également en mesure de ne provoquer que de 30 très faibles perturbations du flux secondaire s'échappant du canal annulaire de soufflante. 2909973 16 A cet égard, il est précisé que le fait de reprendre les efforts de poussée avec les première et seconde attaches moteur avant montées sur les caissons latéraux, et non plus avec un dispositif spécifique du 5 type à bielles latérales de reprise, permet également d'éviter les perturbations du flux secondaire rencontrées antérieurement du fait de la présence de ces bielles latérales en sortie du canal annulaire de soufflante. 10 De préférence, les deux caissons latéraux présentent chacun une peau inférieure délimitant conjointement une partie d'une surface fictive sensiblement cylindrique de section circulaire, et d'axe longitudinal préférentiellement destiné à être 15 confondu avec l'axe longitudinal du turboréacteur. Ainsi, chacune des deux peaux inférieures dispose donc d'une courbure lui permettant de s'étendre autour de cette surface fictive sensiblement cylindrique de section circulaire. Elles forment par 20 conséquent conjointement un ensemble de la structure rigide qui est avantageusement capable de n'être que très peu contraignant en termes de perturbation du flux secondaire s'échappant du canal annulaire de soufflante du turboréacteur lui étant associé, comparativement aux 25 solutions classiques de l'art antérieur dans lesquelles le mât d'accrochage prenait la forme d'un unique caisson central parallélépipédique de grandes dimensions, disposé de façon très rapprochée du carter central du turboréacteur. 30 Effectivement, il est possible de prévoir qu'un diamètre de la surface fictive est sensiblement 2909973 17 identique à un diamètre d'une surface cylindrique externe du carter de soufflante du turboréacteur associé, impliquant que l'ensemble rigide formé par les peaux inférieures se situent alors sensiblement dans le 5 prolongement de cette surface externe du carter de soufflante, et plus généralement dans le prolongement d'une partie annulaire périphérique de ce carter. Naturellement, dans ce cas précis où les deux caissons latéraux sont assimilables à une portion d'enveloppe 10 sensiblement cylindrique de section circulaire et de diamètre proche de celui du carter de soufflante, les perturbations du flux secondaire susceptibles d'être provoquées par ces caissons sont extrêmement faibles, voire quasiment inexistantes. 15 Cela permet alors avantageusement d'obtenir des gains en traînée, en rendement du turboréacteur, ainsi qu'en consommation de carburant. A titre indicatif, il est noté que si les deux caissons latéraux sont assimilables de façon 20 générale à une portion d'une enveloppe sensiblement cylindrique de section circulaire, elle prend de préférence la forme d'une portion d'une enveloppe sensiblement cylindrique de section semi-circulaire. Naturellement, cette forme préférée est tout à fait 25 adaptée pour assurer un montage aisé du turboréacteur sur la structure rigide du mât d'accrochage. D'autre part, comme indiqué ci-dessus, le caisson central longitudinal situé entre les deux caissons latéraux est agencé de manière à n'engendrer 30 que de très faibles perturbations du flux secondaire. Pour ce faire, on peut prévoir que seule une infime 2909973 18 portion de sa partie inférieure fait saillie à l'intérieur de la surface fictive, celle-ci étant néanmoins traversée, à l'arrière de la structure rigide, par la structure arrière de largeur 5 transversale réduite. De préférence, chaque caisson latéral est fermé vers l'avant par un cadre de fermeture avant orienté selon un plan défini par une direction transversale ainsi qu'une direction verticale du mât. 10 Dans un tel cas, on peut alors prévoir que les première et seconde attaches moteur avant sont respectivement solidaires des deux cadres de fermeture avant des caissons latéraux, ce qui permet d'envisager un montage aisé de ces deux attaches avant sur le carter de 15 soufflante du turboréacteur. Toujours de manière préférentielle, les première et seconde attaches moteur avant sont traversées par un plan défini par l'axe longitudinal de la surface fictive et une direction transversale de ce 20 mât. Ainsi, il doit être compris que cette spécificité permet avantageusement d'effectuer la reprise des efforts de poussée au niveau de l'axe du turboréacteur, impliquant de ce fait une diminution notable de la flexion longitudinale de ce dernier. 25 De manière préférée, comme cela a été évoqué précédemment, les première et seconde attaches moteur avant sont chacune conçues de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale du mât, ainsi que selon la 30 direction verticale de ce mât. Dans cette configuration, on peut alors prévoir que le mât 2909973 19 comprend une pluralité d'attaches moteur constituée d'une part des première et seconde attaches moteur avant situées de façon symétrique par rapport à un plan défini par l'axe longitudinal de la surface fictiveet 5 la direction verticale de ce mât, ce plan pouvant être identique au plan vertical mentionné ci-dessus dans lequel se trouve la structure arrière de largeur transversale réduite, et d'autre part d'une troisième attache moteur avant traversée par ce même plan, et 10 enfin d'une attache moteur arrière solidaire de la structure rigide, et de préférence de ladite structure arrière de largeur réduite. Ainsi, toutes les attaches moteur avant sont destinées à être montées sur le carter de 15 soufflante, ce qui offre la possibilité de les écarter fortement les unes des autres. Cet écartement important a pour avantage de pouvoir simplifier considérablement la conception de ces attaches moteur, en raison du fait que les efforts qu'elles doivent reprendre, associés à 20 un moment selon un axe donné, sont naturellement affaiblis par rapport à ceux rencontrés dans les solutions classiques de l'art antérieur dans lesquelles les attaches moteur situées sur le carter central ne pouvaient pas être aussi éloignées les unes des autres. 25 En outre, ces attaches avant peuvent avantageusement être situées à distance de la partie chaude du turboréacteur, ce qui implique une diminution significative des effets thermiques susceptibles de s'appliquer sur ces éléments. 30 D'autre part, avec une telle disposition qui ne requiert d'ailleurs plus la présence d'un 2909973 20 dispositif de reprise des efforts de poussée du type à bielles latérales, la reprise de l'ensemble des efforts générés par le turboréacteur s'effectue essentiellement sur le carter de soufflante à l'aide des première, 5 seconde et troisième attaches moteur avant, car l'unique liaison conservée entre le mât et le carter central ou le carter d'éjection est constituée par l'attache moteur arrière, dont le rôle principal est de limiter les oscillations verticales de la partie 10 arrière du turboréacteur. Ainsi, cette disposition particulière des attaches moteur induit une diminution considérable de la flexion rencontrée au niveau du carter central, que cette flexion soit due aux efforts de poussée générés 15 par le turboréacteur, ou bien due aux rafales susceptibles d'être rencontrées durant les diverses phases de vol de l'aéronef. Par conséquent, la diminution de flexion susvisée engendre une baisse significative des 20 frottements entre les pales tournantes de compresseur et de turbine et le carter central du moteur, et limite donc grandement les pertes de rendement dues à l'usure de ces pales. Dans ce cas où la pluralité d'attaches 25 moteur constitue un système de montage isostatique, la troisième attache avant est conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction transversale du mât, et l'attache moteur arrière est conçue de manière à reprendre uniquement 30 des efforts s'exerçant selon la direction verticale de ce mât. 2909973 21 Ainsi, la seule attache moteur qui n'est pas montée sur le carter de soufflante du moteur est l'attache moteur arrière, conçue de manière à reprendre uniquement les efforts s'exerçant selon la direction 5 verticale du turboréacteur. Cela implique que si cette dernière est effectivement située dans le canal annulaire de flux secondaire, sa fonction limitée à la reprise des efforts verticaux engendre un encombrement relativement peu conséquent, de sorte que les 10 perturbations du flux secondaire provoquées par cette attache arrière ne sont que très minimes. Ainsi, cela permet d'obtenir un gain significatif en termes de performances globales du moteur. De plus, dans cette configuration où 15 l'attache arrière reprenant uniquement les efforts verticaux est la seule attache moteur située dans le canal annulaire de flux secondaire, on peut alors prévoir que les première, seconde et troisième attaches moteur sont fixées sur une partie annulaire 20 périphérique du carter de soufflante, ce qui leur permet d'occuper des positions dans lesquelles elles sont avantageusement très éloignées les unes des autres. Une alternative aurait pu consister à 25 prévoir que le mât comprenne une pluralité d'attaches moteur constituée des première et seconde attaches moteur avant situées de façon symétrique par rapport à un plan défini par l'axe longitudinal de la surface fictive et la direction verticale de ce mât, et de la 30 troisième attache avant traversée par ce même plan et conçu pour reprendre uniquement les efforts s'exerçant 2909973 22 selon la direction transversale et selon la direction verticale, l'attache moteur arrière étant par conséquent supprimée. Dans un tel cas, il n'est alors pas forcement judicieux de prévoir l'extension avant 5 sur la structure arrière de largeur réduite, puisqu'il n'est plus nécessaire de se rapprocher du carter central ou du carter d'éjection dépourvus d'attache moteur. L'invention a également pour objet un 10 ensemble moteur pour aéronef comprenant un mât d'accrochage tel que celui qui vient d'être présenté, et un aéronef comprenant au moins un tel ensemble moteur et/ou au moins un tel mât d'accrochage. D'autres avantages et caractéristiques de 15 l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; 20 la figure 1 représente une vue schématique de côté d'un ensemble moteur pour aéronef, comprenant un mât d'accrochage selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 2 représente une vue 25 schématique en perspective de l'ensemble représenté sur la figure 1, la structure rigide du mât d'accrochage ayant été retirée pour laisser plus clairement apparaître les attaches moteur de ce même mât ; -la figure 3 représente une vue agrandie 30 en perspective d'une partie avant du mât d'accrochage montré sur la figure 1 ; 2909973 23 - la figure 4 représente une vue en coupe prise selon le plan transversal P1 de la figure 3 ; - la figure 5 représente une vue en perspective destinée à expliquer la forme des caissons 5 latéraux prévus pour constituer partiellement le mât d'accrochage de la figure 3 ; - la figure 6 représente une vue partiellement éclatée de celle montrée sur la figure 3 ; 10 - la figure 7 représente une vue similaire à celle montrée sur la figure 3, à laquelle il a été rajouté une représentation schématique des attaches moteur du mât d'accrochage, ainsi qu'une représentation schématique des attaches voilure du mât d'accrochage ; 15 - la figure 8 représente une vue agrandie de dessus d'une partie arrière du mât d'accrochage montré sur les figures 1 et 3 à 7 ; - la figure 9 représente une vue en coupe prise selon la ligne IX-IX de la figure 8 ; 20 - la figure 10 représente une vue en perspective de la partie arrière du mât d'accrochage montré sur les figures 8 et 9 ; - la figure 11 représente une vue éclatée de celle montrée sur la figure 10 ; 25 - la figure 12 représente une vue partielle schématique de côté d'un ensemble moteur pour aéronef, comprenant un mât d'accrochage selon un autre mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 13 représente une vue partielle 30 en perspective du mât d'accrochage montré sur la figure 12 ; et 2909973 24 - la figure 14 représente une vue éclatée de celle montrée sur la figure 13. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS En référence à la figure 1, on voit un 5 ensemble moteur 1 pour aéronef destiné à être fixé sous une aile 3 de cet aéronef, cet ensemble 1 comportant un mât d'accrochage 4 selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention. Globalement, l'ensemble moteur 1 est 10 composé d'un turboréacteur 2 et du mât d'accrochage 4, ce dernier étant muni notamment d'une pluralité d'attaches moteur 6a, 6b, 8, 9, d'une pluralité d'attaches voilure 11a, 11b, 13, 15, et d'une structure rigide 10 portant ces attaches. A titre indicatif, il 15 est noté que l'ensemble 1 suspendu sous la voilure de l'aéronef à l'aide de la pluralité d'attaches voilure est par ailleurs destiné à être entouré d'une nacelle (non représentée). Dans toute la description qui va suivre, 20 par convention, on appelle X la direction longitudinale du mât 4 qui est également assimilable à la direction longitudinale du turboréacteur 2, cette direction X étant parallèle à un axe longitudinal 5 de ce turboréacteur 2. D'autre part, on appelle Y la 25 direction orientée transversalement par rapport au mât 4 et également assimilable à la direction transversale du turboréacteur 2, et Z la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles. 30 D'autre part, les termes avant et arrière sont à considérer par rapport à une 2909973 25 direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par le turboréacteur 2, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7. 5 Sur la figure 1 schématique, on peut voir que seules les attaches moteur 6a, 6b, 8, 9, les attaches voilure 11a, 11b, 13, 15, et la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 ont été représentées. Les autres éléments constitutifs non représentés de ce 10 mât 4, telle que la structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamiques, sont des éléments classiques identiques ou similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur, et connus de l'homme 15 du métier. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée. D'autre part, le turboréacteur 2 dispose à l'avant d'un carter de soufflante 12 de grande dimension délimitant un canal annulaire de soufflante 20 14, et comporte vers l'arrière un carter central 16 de plus petite dimension, renfermant le coeur de ce turboréacteur. Enfin, le carter central 16 se prolonge vers l'arrière par un carter d'éjection 17 de plus grande dimension que celle du carter 16. Les carters 25 12, 16 et 17 sont bien entendu solidaires les uns des autres. Comme cela ressort de ce qui précède, il s'agit ici préférentiellement d'un turboréacteur disposant d'un fort taux de dilution. Comme on peut l'apercevoir sur la figure 1, 30 une première attache moteur avant 6a ainsi qu'une seconde attache moteur avant 6b (masquée par la 2909973 26 première) sont toutes deux destinées à être fixées sur le carter de soufflante 12, de façon symétrique par rapport à un plan vertical P défini par l'axe 5 et la direction Z. 5 En effet, en référence à présent à la figure 2, on peut voir que la première attache 6a et la seconde attache 6b représentées schématiquement sont disposées de façon symétrique par rapport à ce plan P, et de préférence agencées toutes les deux sur une 10 partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12, et plus précisément sur l'arrière de cette même partie. On peut alors prévoir que les première et seconde attaches moteur avant 6a, 6b sont 15 diamétralement opposées sur la partie annulaire périphérique présentant une surface externe cylindrique 18 du carter de soufflante 12, de sorte que ces attaches 6a, 6b sont donc chacune traversées par un second plan P' défini par l'axe longitudinal 5 et la 20 direction Y. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 2, chacune des première et seconde attaches moteur avant 6a, 6b est conçue de manière à pouvoir reprendre des efforts générés par le 25 turboréacteur 2 selon la direction X et selon la direction Z, mais pas ceux s'exerçant selon la direction Y. De cette manière, les deux attaches 6a, 6b fortement éloignées l'une de l'autre assurent 30 conjointement la reprise du moment s'exerçant selon la 2909973 27 direction X, et celle du moment s'exerçant selon la direction Z. Toujours en référence à la figure 2, on peut voir une troisième attache moteur avant 8 5 représentée schématiquement et aussi fixée sur la partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12, également de préférence sur l'arrière de cette partie. Les attaches 6a, 6b, 8 sont fixées sur la 10 partie annulaire périphérique du carter 12 par l'intermédiaire de parties structurales (non représentées) du moteur, qui sont effectivement de préférence agencées sur l'arrière de la partie annulaire périphérique. Néanmoins, il est également 15 possible de rencontrer des moteurs dont les parties structurales sont situées plus vers l'avant sur la partie annulaire périphérique, impliquant que les attaches 6a, 6b, 8 sont elles aussi fixées plus vers l'avant du moteur, toujours sur la partie annulaire 20 périphérique du carter de soufflante 12. En ce qui concerne la troisième attache 8, celle-ci se situe sur la partie la plus haute du carter de soufflante 12, donc sur la partie la plus haute de la partie annulaire périphérique, et est par conséquent 25 traversée fictivement par le premier plan vertical P indiqué ci-dessus. En outre, les trois attaches 6a, 6b et 8 sont préférentiellement traversées par un plan YZ (non représenté). Comme cela est montré schématiquement par 30 les flèches de la figure 2, la troisième attache moteur 8 est conçue de manière à pouvoir reprendre uniquement 2909973 28 des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction Y, et donc pas ceux s'exerçant selon les directions X et Z. Toujours en référence à la figure 2, on 5 peut voir une attache moteur arrière 9 représentée schématiquement, et fixée entre la structure rigide 10 (non visible sur cette figure) et le carter d'éjection 17, de préférence au niveau de la portion de ce carter 17 ayant le plus grand diamètre. A titre indicatif, il 10 est précisé que cette attache arrière 9 est de préférence traversée fictivement par le premier plan vertical P. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 2, l'attache moteur arrière 9 15 est conçue de manière à pouvoir reprendre uniquement des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction Z, et donc pas ceux s'exerçant selon les directions X et Y. De cette manière, cette attache 9 assure 20 donc conjointement avec les deux attaches avant 6a, 6b la reprise du moment s'exerçant selon la direction Y. Naturellement, cette attache arrière 9 pourrait être placée différemment, à savoir sur le carter central 16 du turbomoteur 2, de préférence sur 25 une partie arrière de celui-ci, ou encore au niveau d'une jonction 20 entre le carter central 16 et le carter d'éjection 17. Dans tous les cas, cette attache arrière 9 est donc située dans un canal annulaire de flux 30 secondaire (non référencé) du turboréacteur à fort taux de dilution. Néanmoins, le fait que sa fonction soit 2909973 29 limitée à la reprise des efforts verticaux implique que son encombrement est relativement peu conséquent, de sorte que les perturbations du flux  As has been mentioned above, a conventional turbojet engine coupling mast of the prior art roughly takes the form of a parallelepipedic box, having large dimensions in order to be able to recover all the forces generated by the associated turbojet engine, and transfer them to the wing. In this respect, it is noted that the means for attaching the mast to the wing comprises a rear wing attachment generally designed so as to take up at least the forces exerted in the transverse direction of the mast, so as to be able to to participate in the recovery of the moment being exercised in the vertical direction, jointly with another wing attachment situated more forwards on the caisson, taking again also the forces exerted in the transversal direction. This mode of recovery of the moment being exerted in the vertical direction then requires in particular to provide a transverse width of the large box in the rear portion thereof, and more generally over the entire length of the mast. Consequently, the large bulk of the mast, resulting in particular from the large transverse width of its rear portion, inevitably causes significant disturbances of the secondary flow escaping from the annular fan duct, which directly results in a significant drag. as well as by losses in terms of turbojet engine performance and fuel consumption. SUMMARY OF THE INVENTION The object of the invention is therefore to propose an aircraft turbojet engine mount which at least partially overcomes the disadvantage mentioned above, relating to the embodiments of the prior art. To do this, the object of the invention is a turbojet engine mount for aircraft, the mast 2909973 4 having on the one hand a rigid structure comprising a longitudinal front central box, and on the other hand means hooking of the mast on a wing of the aircraft, these means for attaching the mast to the wing, comprising two wing lateral attachments each designed to take up thrust forces exerted in a longitudinal direction of the mast, and having a connecting fitting on the mast fixed to the front longitudinal center box, the attachment means of the mast on the wing further comprising a rear wing attachment located rearwardly relative to the lateral fasteners. According to the invention, the rigid structure further comprises a rear structure of reduced cross-sectional width with respect to that of the forward longitudinal center box, extending the latter rearwardly and carrying the wing rear attachment designed to take back only forces exerted in a vertical direction of the mast. Thus, in the solution provided by the present invention, the recovery of the moment being exerted in the vertical direction is effected by means of the two wing lateral fasteners each taking up the thrust forces in the longitudinal direction, and neither with the wing rear attachment. As such, it is noted that the lateral attachments mainly dedicated to the recovery of the thrust forces generated by the turbojet engine are naturally designed to withstand the passage of extremely large forces, so that the additional function of recovery of the moment exerting in the vertical direction of the mast, 2909973 5 with the aid of the recovery of the longitudinal forces of thrust, does not cause oversize of these side wing fasteners, nor that of the longitudinal central box at the latter. Furthermore, the particular mode of taking up the moment acting in the vertical direction no longer requires an oversized width of the part of the rigid structure located behind the wing side fasteners, since this rear part of the rigid structure is no longer dedicated to the recovery of this moment in the vertical direction. This is why the invention cleverly and novelly proposes to implant a rear structure of reduced transverse width extending the front longitudinal central box. This rear structure is then provided to carry the wing rear attachment taking up only the forces exerted in the vertical direction, especially for the recovery of the moment 20 exerted in the transverse direction of the mast, which does indeed require in no way the presence of a large transverse width. Moreover, it is noted that the recovery of the moment acting in the transverse direction of the mast, through the recovery of forces acting in the vertical direction, takes place in a vertical plane in which can register the rear structure of reduced transverse width. This reduced cross-sectional specificity, also called reduced thickness, contributes greatly to reducing disturbances in the secondary flow escaping from the annular fan duct. In addition, the rear structure of reduced transverse width is preferably designed to carry only the wing-back attachment of the attachment means of the mast on the wing, it is therefore solely dedicated to the recovery and transfer to the wing efforts exercising in the vertical direction, and the recovery of the moment acting in the transverse direction. For this reason, it is therefore easily possible to adjust its length, depending on the desired bending stiffness in the transverse direction, without the modification of the length of the rear structure affecting the stiffness. bending in the vertical direction, controlled independently by the two side wing fasteners. This feature advantageously facilitates the design of the rigid / primary structure of the attachment pylon. In addition, the possible adaptation of the length of the reduced width rear structure thus makes it possible to adjust the anchoring point of the wing rear attachment so as to obtain a lever arm opposing the moment when it exerts itself. in the transverse direction, and thus in order to obtain a level of effort sufficiently low to avoid having to add additional elements such as an additional support rod between the wing and the front part of the mat. This thus avoids the problems of hyperstatism associated with the introduction of such additional elements, as well as the problems of arrangement of the resulting systems. The rear structure of reduced transverse width is entirely suitable for performing the so-called fail safe function, for example by doubling this structure. Thus, in case of breakage / damage of one of the two substructures jointly forming the rear structure of reduced transverse width, the forces can pass through the remaining substructure, which advantageously provides a way of efforts in the Fail Safe identical to the effort path encountered in normal mode. Finally, it is indicated that with the invention, the means for attaching the mast to the wing, above or below it, can advantageously constitute an isostatic mounting system. In addition, all of these means are preferably rearward with respect to a leading edge of the wing, under the lower surface or on the upper surface thereof, which constitutes a substantial aid in maintaining their integrity and that of the wing in the event of an aircraft crash. Preferably, the connecting fittings on the mast of the two wing lateral attachments protrude rearwardly with respect to the front longitudinal central box on which they are fixed, the rear structure of reduced transverse width being fixed on the front longitudinal central box. so as to be arranged between the two connecting fittings, at a distance from them. This particular arrangement of the connection fittings firstly offers a compact character to the attachment pylon, since the bulk of the pylon is optimized by placing the front end of the rear structure in place. of reduced width between these two connection fittings belonging to the wing lateral fasteners. In addition, the extension towards the rear of these connecting fittings, for example beyond a rear closure frame of the longitudinal front central box, makes it possible to bring the same fittings closer to the front wing spar on which the fasteners Lateral wing are intended to be connected. This advantageously makes it possible to reduce the overhang 15 previously encountered, which resulted from a significant shift forward of the wing fasteners dedicated to the recovery of the thrust forces, relative to the position of the front wing spar. In addition, it can be ensured that these connection fittings do not protrude from the longitudinal front central box in the height direction. Thus, in the preferred but nonlimiting case where the mast is under the wing, the connecting fittings project towards the rear of the central box, but preferably do not extend beyond the upper spar of this box. , in the direction of the height. This makes it possible to bring the rigid structure of the wing as close as possible, insofar as the wing lateral attachments are no longer entirely situated above the rigid structure 2909973 9 as was the case in the prior art, but in part arranged laterally thereto. This specificity makes it possible to have a motor assembly of great compactness, offering for example a gain in terms of ground clearance under the engine, which is particularly appreciated because of the recurrent use of engines with high dilution rates on current aircraft. . Preferably, at the rear end of the front longitudinal center box on which the rear structure of reduced transverse width is fixedly mounted, for example by embedding, the height in the vertical direction of this rear structure of reduced transverse width is at least equal to the height in the vertical direction of the rear end of the front longitudinal center box. Of course, it is then preferably in this case that the rear structure of reduced transverse width completely overlaps the rear end of the longitudinal front central box, in the direction of the height, the rear structure can also extend beyond the rear end of the longitudinal front central box in the vertical direction, on one side and / or the other side thereof, when it has a greater height than that of said end back. In this regard, the forward longitudinal center box is preferably provided with an upper spar and a lower spar, and the rear structure of reduced transverse width has a lower front end and an upper front end. at least one of which is in the extension of the upper spar or the lower spar, respectively. The continuity sought between the upper front end 5 of the rear structure and the upper spar of the central box, and / or between the lower front end of the rear structure and the lower spar of the central box, ensures a good transition. efforts traveling from the front to the rear through the rigid structure of the mast, namely from the box to the rear structure of reduced width. The extension may for example be materialized by the outcropping of the two elements concerned, and, more generally, is characterized by the absence of a significant step between these same elements. According to a preferred embodiment of the present invention, the rear structure of reduced transverse width has a lower front end and an upper front end respectively located in the extension of the upper spar and the lower spar. This makes it possible to ensure a very good transition of the forces traveling from the front to the rear through the rigid structure of the mast. In such a case, the rear structure of reduced transverse width is preferably made in the form of a triangle, one of whose bases is fixed to the longitudinal front central box, for example by fitting on the rib. transverse rear closure of the box, 2909973 11 with its opposite top bearing the wing rear attachment. The triangle shape, which is therefore in a plane, is preferred in particular because of the small footprint it generates, in particular towards the rear, namely towards said opposite peak carrying the rear wing attachment. In addition, since the thin triangle preferably extends in the vertical plane of symmetry of the rigid structure, it is therefore entirely suitable for ensuring the recovery of the moment exerted in the transverse direction of the mast, by the intermediate of the recovery of forces exerted in the vertical direction. Naturally, this form of triangle could have been adopted even in the case where the front ends of the rear structure do not extend the central box spars, without departing from the scope of the invention. It is pointed out that this form is particularly easy to obtain in one piece, for example by machining, preferably so that it is hollowed out in its interior so as to show only roughly three contiguous amounts respectively constituting the three elements. sides of the triangle. Alternatively, it may be provided that the rear structure of reduced transverse width has a lower front end and an upper front end, only one of which lies in the extension of one of the upper and lower longitudinal members respectively, the rear structure of reduced transverse width having a forward extension projecting forwards with respect to a rear end of the front longitudinal central box, this front extension being arranged externally with respect to the front longitudinal center box, on / under the other upper and lower spars. Thus, in this further preferred embodiment, the rear structure does not extend entirely backward from the front longitudinal center box, but has a front extension attached to the box upper spar, or to the lower spar. of caisson. More specifically, in the case where the mast is intended to be suspended under the wing, the forward extension is then preferably arranged under the lower spar caisson, in contact therewith. This firstly makes it possible to reinforce the rigidity of the longitudinal front central box with the aid of a structure of smaller transverse width, this stiffening thus permitting a reduction in the height of the box, over the entire length of the box. . The advantageous consequence resulting from this arrangement lies in a significant reduction in the aerodynamic disturbances generated by the attachment pylon in the secondary jet of the turbojet engine. Furthermore, this arrangement is also particularly interesting in that it is a clever solution to approach the rigid structure of the mast at the ready of the crankcase for the establishment of the rear engine attachment, without as much cause high aerodynamic disturbances, thanks to the small thickness of the rear structure capable of serving as a support for this rear engine attachment. It is noted that this solution is preferentially adopted when the rear engine attachment is solely designed to take up the forces exerted in the vertical direction, especially with a view to recovery of the moment acting in the transverse direction. Indeed, due to the small transverse width of the rear structure, it could be unsuitable for the transmission of forces in the transverse direction, and, especially, the recovery of the moment exerted in the vertical direction. Preferably, in this alternative, the rear structure of reduced transverse width has a rear end carrying the rear wing attachment. In general, the average width L 'of the rear structure of reduced transverse width, and the average width L of a rear end of the front longitudinal central box, are provided so as to verify the relation 2 <L / L <6, this ratio being more preferably between 2 and 3. Still preferably, the attachment means of the mast on the wing of the aircraft 25 are constituted by the rear wing attachment designed to take up only efforts acting in the vertical direction of the mast, the two wing lateral attachments each designed to take up only efforts exerted in the longitudinal direction of the mast and in the vertical direction thereof, and a front attachment wing located the front wing fastener being fixed to the front longitudinal center box and designed to take up only forces acting in a transverse direction of the mast. This makes it possible to obtain an isostatic mounting system, facilitating the design of the various fasteners and the rigid structure of the mast. As mentioned above, the rear structure of reduced transverse width is preferably in a vertical plane parallel to the longitudinal direction X of the attachment pylon, this vertical plane preferably constituting a plane of symmetry for the rigid structure of the pylon. . Preferably, the rigid structure 15 comprises, in addition to the front longitudinal central box, two lateral boxes integral with a front part of the central box and each incorporating an upper skin and a lower skin, the mast also comprising a first and a second attachment forward motor 20 designed to take up forces exerted in a longitudinal direction of the mast, the first and second front engine fasteners being respectively arranged on the two side boxes. This specificity makes it possible to ensure the recovery of the thrust forces, that is to say those oriented along the longitudinal direction of the mast, by means of the two lateral boxes provided for this purpose. This recovery can be performed in a completely satisfactory manner, in the sense that the thrust forces passing through the first and second front engine attachments can then easily pass through the skins of these boxes, which can thus be described as skins. hardworking. Once these forces are raised at an upper end of the side boxes, they then arrive at the front longitudinal central box through which they can be conveyed in the longitudinal direction, towards the rear of the mast, namely towards the rear structure reduced width. Similarly, it should be understood that the recovery of the moment in the vertical direction is also perfectly ensured by the two side boxes, mainly via a front closure frame and a closure frame rear provided on each of these 15 boxes. Finally, it is the same for the recovery of the moment being exerted in the longitudinal direction of the mast, this recovery must actually be provided by the side boxes when the first and second second engine fasteners are also designed to resume efforts exercising in the vertical direction of the mast. Of course, the mechanical strength provided by these side boxes allows the central box 25 to which they are fixedly attached to have smaller dimensions than those previously made, mainly with regard to its thickness. This implies that this central box is also able to cause only very minor disturbances of the secondary flow escaping from the annular fan duct. In this regard, it is stated that the fact of resuming the thrust forces with the first and second engine attachments before mounted on the side boxes, and no longer with a specific device of the type with lateral rods of recovery, also allows to avoid disturbances of the secondary flow encountered previously due to the presence of these lateral rods at the outlet of the annular fan duct. Preferably, the two lateral boxes each have a lower skin jointly delimiting a portion of a substantially cylindrical dummy surface of circular section, and a longitudinal axis preferably intended to be coincident with the longitudinal axis of the turbojet engine. Thus, each of the two lower skins thus has a curvature allowing it to extend around this substantially cylindrical fictitious surface of circular section. They therefore together form an assembly of the rigid structure which is advantageously capable of being only very restrictive in terms of the disturbance of the secondary flow escaping from the annular fan duct of the turbojet engine associated with it, compared to conventional solutions. of the prior art in which the attachment mast took the form of a single large parallelepipedic central box disposed very close to the central casing of the turbojet engine. Indeed, it is possible to provide that a diameter of the dummy surface is substantially identical to a diameter of an outer cylindrical surface of the associated turbojet fan casing, implying that the rigid assembly formed by the lower skins is are then substantially in the extension of this outer surface of the fan casing, and more generally in the extension of a peripheral annular portion of the casing. Naturally, in this specific case where the two lateral caissons are comparable to a substantially cylindrical envelope portion 10 of circular section and of diameter close to that of the fan casing, the disturbances of the secondary flow likely to be caused by these caissons are extremely low or almost nonexistent. This then advantageously makes it possible to obtain gains in drag, in turbojet engine performance, as well as in fuel consumption. As an indication, it is noted that if the two lateral boxes are generally comparable to a portion of a substantially cylindrical envelope of circular section, it preferably takes the form of a portion of a substantially cylindrical section envelope semi-circular. Naturally, this preferred form is entirely adapted to ensure easy mounting of the turbojet engine on the rigid structure of the suspension pylon. On the other hand, as indicated above, the longitudinal central box located between the two lateral boxes is arranged so as to generate only very minor disturbances of the secondary flow. To do this, it can be expected that only a tiny portion of its lower portion projects into the imaginary surface, which nevertheless passes through the back structure of the rigid structure at the rear of the rigid structure. reduced transverse width. Preferably, each side box is closed forwards by a front closure frame oriented in a plane defined by a transverse direction and a vertical direction of the mast. In such a case, it is then possible to provide that the first and second front engine attachments are respectively secured to the two closure frames before the side boxes, which makes it possible to envisage easy mounting of these two front fasteners on the casing of the two casings. blower of the turbojet. Still preferentially, the first and second front engine attachments are traversed by a plane defined by the longitudinal axis of the imaginary surface and a transverse direction of this mast. Thus, it should be understood that this specificity advantageously makes it possible to perform the recovery of the thrust forces at the axis of the turbojet, thereby implying a significant decrease in the longitudinal bending of the latter. Preferably, as previously mentioned, the first and second front engine attachments are each designed to take up only forces exerted in the longitudinal direction of the mast, as well as in the vertical direction of this mast. In this configuration, it is then possible for the mast 2909973 19 to comprise a plurality of engine attachments constituted on the one hand by the first and second front engine attachments located symmetrically with respect to a plane defined by the longitudinal axis of the surface. fictitious and 5 the vertical direction of the mast, this plane being identical to the vertical plane mentioned above in which is the rear structure of reduced transverse width, and secondly a third engine attachment before traversed by the same plane and finally a rear engine attachment integral with the rigid structure, and preferably of said reduced width rear structure. Thus, all the front engine attachments are intended to be mounted on the blower housing, which offers the possibility of moving them away from each other sharply. This large spacing has the advantage of being able to considerably simplify the design of these engine fasteners, because the efforts they must resume, associated at a given time along a given axis, are naturally weakened compared to those encountered in the conventional solutions of the prior art in which the engine fasteners located on the central casing could not be so far apart. In addition, these front fasteners may advantageously be located at a distance from the hot part of the turbojet engine, which implies a significant reduction in the thermal effects that may be applied to these elements. On the other hand, with such an arrangement which no longer requires the presence of a thrust load recovery device of the type with lateral rods, the recovery of all the forces generated by the turbojet engine s essentially to the fan casing using the first, fifth and third front engine attachments, since the only link maintained between the mast and the central casing or the ejection housing is the rear engine attachment whose main role is to limit the vertical oscillations of the rear part of the turbojet engine. Thus, this particular arrangement of the engine fasteners induces a considerable reduction in the bending encountered at the central casing, whether this bending is due to the thrust forces generated by the turbojet or due to the bursts likely to be encountered during the various operations. flight phases of the aircraft. Consequently, the abovementioned bending decrease causes a significant reduction in the friction between the compressor and turbine rotating blades and the central casing of the motor, and thus greatly limits the yield losses due to the wear of these blades. In this case where the plurality of engine attachments constitute an isostatic mounting system, the third forward attachment is designed to take up only forces exerted in the transverse direction of the mast, and the rear engine attachment is designed to in order to take up only forces exerted in the vertical direction of this mast. Thus, the only engine attachment that is not mounted on the engine blower housing is the rear engine attachment, designed to take up only the forces exerted in the vertical direction of the turbojet engine. This implies that if the latter is actually located in the annular channel of secondary flow, its function limited to the resumption of vertical forces generates a relatively small size, so that the secondary flow disturbances caused by this rear attachment are only very minimal. Thus, this provides a significant gain in overall engine performance. In addition, in this configuration where the rear attachment only taking up the vertical forces is the only engine attachment located in the annular secondary flow channel, then it can be provided that the first, second and third engine attachments are attached to an annular portion. 20 device of the fan casing, which allows them to occupy positions in which they are advantageously far apart from each other. An alternative could have been to provide for the mast to include a plurality of engine attachments consisting of first and second front engine attachments symmetrically located with respect to a plane defined by the longitudinal axis of the dummy surface and the vertical direction of the engine. this mast, and the third front fastener traversed by the same plane and designed to take only the forces exerted in the transverse direction and in the vertical direction, the rear engine attachment being consequently removed. In such a case, it is then not necessarily wise to provide for the extension before 5 on the rear structure of reduced width, since it is no longer necessary to approach the central casing or the ejection housing devoid of motor attachment. The invention also relates to an engine assembly for an aircraft comprising an attachment pylon such as the one just described, and an aircraft comprising at least one such engine assembly and / or at least one such attachment pylon. . Other advantages and features of the invention will become apparent from the detailed non-limiting description below. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS This description will be made with reference to the appended drawings among which; Fig. 1 is a schematic side view of an aircraft engine assembly, including an attachment pylon according to a preferred embodiment of the present invention; FIG. 2 is a diagrammatic perspective view of the assembly shown in FIG. 1, the rigid structure of the attachment pylon having been removed in order to more clearly reveal the engine fasteners of this same mast; FIG. 3 represents an enlarged perspective view of a front portion of the attachment pylon shown in FIG. 1; FIG. 4 represents a sectional view taken along the transverse plane P1 of FIG. 3; FIG. 5 represents a perspective view intended to explain the shape of the lateral caissons provided for partially constituting the attachment pylon of FIG. 3; - Figure 6 shows a partially exploded view of that shown in Figure 3; FIG. 7 represents a view similar to that shown in FIG. 3, to which a schematic representation of the engine fasteners of the attachment pylon has been added, as well as a schematic representation of the wing fastenings of the pylon; Figure 8 is an enlarged view from above of a rear portion of the pylon shown in Figures 1 and 3-7; - Figure 9 shows a sectional view taken along the line IX-IX of Figure 8; Fig. 10 is a perspective view of the rear portion of the pylon shown in Figs. 8 and 9; - Figure 11 shows an exploded view of that shown in Figure 10; Fig. 12 is a schematic partial side view of an aircraft engine assembly, comprising a latch mast according to another preferred embodiment of the present invention; Figure 13 shows a partial perspective view of the attachment pylon shown in Figure 12; and Fig. 14 is an exploded view of that shown in Fig. 13. DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS Referring to Fig. 1, there is shown an aircraft engine assembly 1 for attachment under a wing 3. of this aircraft, this assembly 1 comprising an attachment pylon 4 according to a first preferred embodiment of the present invention. Overall, the engine assembly 1 is composed of a turbojet engine 2 and the engine mount 4, the latter being provided in particular with a plurality of engine attachments 6a, 6b, 8, 9, a plurality of wing fasteners 11a, 11b, 13, 15, and a rigid structure 10 carrying these fasteners. As an indication, it is noted that the assembly 1 suspended under the wing of the aircraft using the plurality of wing fasteners is also intended to be surrounded by a nacelle (not shown). Throughout the following description, by convention, X is the longitudinal direction of the mast 4 which is also comparable to the longitudinal direction of the turbojet engine 2, this direction X being parallel to a longitudinal axis 5 of the turbojet engine 2. D ' on the other hand, Y is the direction transversely oriented with respect to the mast 4 and also comparable to the transverse direction of the turbojet 2, and Z is the vertical or height direction, these three directions X, Y and Z being orthogonal to one another . On the other hand, the terms front and rear are to be considered with respect to a direction of advance of the aircraft encountered following the thrust exerted by the turbojet engine 2, this direction being represented schematically by the arrow 7. 5 In Figure 1 schematic, it can be seen that only the engine fasteners 6a, 6b, 8, 9, the wing fasteners 11a, 11b, 13, 15, and the rigid structure 10 of the attachment pylon 4 have been shown. The other unrepresented constituent elements of this mast 4, such as the secondary structure ensuring the segregation and maintenance of the systems while supporting aerodynamic fairings, are conventional elements identical or similar to those encountered in the prior art, and known of the skilled person. Therefore, no detailed description will be given. On the other hand, the turbojet engine 2 has, at the front, a large fan casing 12 delimiting an annular fan duct 20, and has a smaller central casing 16 enclosing the core towards the rear. of this turbojet. Finally, the central casing 16 is extended towards the rear by an ejection casing 17 of larger size than that of the casing 16. The housings 25 12, 16 and 17 are of course integral with each other. As is apparent from the foregoing, this is preferably a turbojet with a high dilution ratio. As can be seen in FIG. 1, a first forward engine attachment 6a and a second forward engine attachment 6b (masked by the first one) are both intended to be attached to the fan case 12, symmetrically with respect to a vertical plane P defined by the axis 5 and the direction Z. Indeed, with reference now to FIG. 2, it can be seen that the first fastener 6a and the second fastener 6b shown schematically are arranged symmetrically with respect to this plane P, and preferably both arranged on a peripheral annular portion of the fan casing 12, and more precisely on the rear of this same portion. It can then be provided that the first and second engine attachments 6a, 6b are diametrically opposed on the peripheral annular portion having a cylindrical outer surface 18 of the fan casing 12, so that these fasteners 6a, 6b are each traversed by a second plane P 'defined by the longitudinal axis 5 and the Y direction. As shown schematically by the arrows of FIG. 2, each of the first and second front engine attachments 6a, 6b is designed so as to be able to recover efforts generated by the turbojet 2 in the X direction and in the Z direction, but not those in the Y direction. In this way, the two fasteners 6a, 6b strongly separated from each other jointly provide the resumption of the moment being exercised according to the direction X, and that of the moment being exerted in the direction Z. Still with reference to FIG. 2, we can see a third word attachment 8 is shown schematically and also fixed on the peripheral annular portion of the fan casing 12, also preferably on the rear of this part. The fasteners 6a, 6b, 8 are attached to the peripheral annular portion of the housing 12 via structural portions (not shown) of the motor, which are preferably preferably arranged on the rear of the peripheral annular portion. Nevertheless, it is also possible to encounter motors whose structural parts are situated more forwardly on the peripheral annular part, implying that the fasteners 6a, 6b, 8 are also fixed more towards the front of the engine, always on the peripheral annular portion 20 of the fan casing 12. With regard to the third fastener 8, it is located on the highest part of the fan casing 12, thus on the highest part of the peripheral annular part. and is therefore traversed fictitiously by the first vertical plane P indicated above. In addition, the three fasteners 6a, 6b and 8 are preferably traversed by a YZ plane (not shown). As schematically shown by the arrows of FIG. 2, the third engine attachment 8 is designed to be able to take up only the forces generated by the turbojet engine 2 in the Y direction, and therefore not those acting on the engine. X and Z directions. Still referring to FIG. 2, it is possible to see a rear engine attachment 9 shown diagrammatically, and fixed between the rigid structure 10 (not visible in this figure) and the ejection case 17, preferably at the level of the portion of this housing 17 having the largest diameter. As a guide, it is pointed out that this rear attachment 9 is preferably traversed fictitiously by the first vertical plane P. As is schematically shown by the arrows of FIG. 2, the rear engine attachment 9 is designed so as to it is possible to take up only forces generated by the turbojet engine 2 in the Z direction, and therefore not those acting in the X and Y directions. In this way, this fastener 9 thus ensures 20 together with the two front fasteners 6a, 6b the recovery. of the moment being exerted in the direction Y. Naturally, this rear attachment 9 could be placed differently, namely on the central casing 16 of the turbine engine 2, preferably on a rear part thereof, or at the level of a junction 20 between the central casing 16 and the ejection casing 17. In all cases, this rear attachment 9 is therefore located in an annular channel of secondary stream (not referenced) of the turbo reactor with a high dilution ratio. Nevertheless, the fact that its function is limited to the resumption of the vertical forces implies that its bulk is relatively small, so that the disturbances of the flux

secondaire provoquées par cette attache arrière 9 ne sont que très 5 minimes. Ainsi, cela permet d'obtenir un gain significatif en termes de performances globales du turboréacteur. Il est noté que si les attaches moteur 6a, 6b, 8 et 9 ont été représentées de façon schématique 10 sur les figures 1 et 2, il est à comprendre que ces attaches peuvent être réalisées selon toute forme connue de l'homme du métier, telle que par exemple celle relative à l'assemblage de manilles et de ferrures.  secondary caused by this rear attachment 9 are only very minimal. Thus, this makes it possible to obtain a significant gain in terms of the overall performance of the turbojet engine. It is noted that if the engine fasteners 6a, 6b, 8 and 9 have been shown diagrammatically in FIGS. 1 and 2, it should be understood that these fasteners can be made in any form known to those skilled in the art, as for example that relating to the assembly of shackles and fittings.

15 Comme cela a été évoqué précédemment, un des avantages principaux associés à la configuration qui vient d'être décrite réside dans le fait que la position spécifique des attaches moteur avant 6a, 6b, 8 sur le carter de soufflante 12 entraîne une diminution 20 considérable de la flexion du carter central 16 durant les diverses situations de vol de l'aéronef, et provoque donc une baisse significative de l'usure par frottement des pales de compresseur et de turbine contre ce carter central 16.As previously mentioned, one of the main advantages of the configuration just described is that the specific position of the front engine attachments 6a, 6b, 8 on the fan casing 12 results in a considerable reduction. of the bending of the central casing 16 during the various flight situations of the aircraft, and thus causes a significant decrease in the friction wear of the compressor and turbine blades against the central casing 16.

25 En référence à présent à la figure 3, on voit de façon détaillée une partie avant de la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 objet de la présente invention, les attaches moteur 6a, 6b, 8, 9 et les attaches voilure 11a, 11b, 13, 15 ayant 30 volontairement été omises sur cette figure.Referring now to FIG. 3, a front portion of the rigid structure 10 of the attachment pylon 4 object of the present invention is shown in detail, the engine attachments 6a, 6b, 8, 9 and the wing fasteners 11a. 11b, 13, 15 having been intentionally omitted from this figure.

2909973 30 Tout d'abord, il est indiqué que cette structure rigide 10 est conçue de manière à présenter une symétrie par rapport au premier plan vertical P indiqué ci-dessus, c'est-à-dire par rapport au plan 5 vertical parallèle à la direction X, défini par l'axe longitudinal 5 du turboréacteur 2, et la direction Z. La partie avant de cette structure rigide 10 comporte un caisson central longitudinal avant 22, également appelé caisson de torsion, qui s'étend 10 sensiblement dans la direction X à partir de l'extrémité avant de la structure rigide 10, parallèlement à cette même direction. Comme le montre la figure 1 et tel que cela sera décrit ci-après, le caisson central longitudinal avant 22 s'étend vers 15 l'arrière jusqu'à ce qu'il soit prolongé par une structure arrière de largeur transversale réduite 21, appartenant également à la structure rigide/primaire 10 du mât 4. A titre indicatif, le caisson 22 peut être 20 formé par l'assemblage de deux longerons/panneaux latéraux 30 s'étendant selon la direction X dans des plans XZ parallèles, et raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales 23 qui sont quant à elles orientées dans des plans YZ parallèles.First of all, it is stated that this rigid structure 10 is designed to have a symmetry with respect to the first vertical plane P indicated above, that is to say with respect to the vertical plane parallel to the direction X, defined by the longitudinal axis 5 of the turbojet 2, and the direction Z. The front portion of this rigid structure 10 comprises a longitudinal front longitudinal box 22, also called torsion box, which extends substantially in the X direction from the front end of the rigid structure 10, parallel to this same direction. As shown in FIG. 1 and as will be described hereinafter, the forward longitudinal center box 22 extends rearwardly until it is extended by a rear structure of reduced transverse width also to the rigid / primary structure 10 of the mast 4. As an indication, the box 22 can be formed by the assembly of two longitudinal members / side panels 30 extending in the X direction in parallel XZ planes, and connected between they via transverse ribs 23 which are in turn oriented in parallel YZ planes.

25 En outre, un longeron supérieur 35 et un longeron inférieur 36 sont également prévus pour fermer le caisson 22, chacun de ces longerons pouvant être réalisés d'un seul tenant ou par l'assemblage de plusieurs éléments.In addition, an upper spar 35 and a lower spar 36 are also provided to close the box 22, each of these spars can be made in one piece or by the assembly of several elements.

30 Deux caissons latéraux 24a, 24b viennent compléter la structure rigide 10 dont le caisson 2909973 31 central 22 se situe au niveau d'une portion supérieure de cette même structure 10, chacun des deux caissons 24a, 24b étant solidaire du caisson central de torsion 22 et faisant saillie de part et d'autre de celui-ci 5 selon la direction Y, et vers le bas. L'une des particularités de ces caissons latéraux rapportés solidairement à l'avant du caisson central 22 est qu'ils présentent chacun une peau inférieure 26a, 26b orientée vers le turboréacteur et 10 délimitant conjointement une partie d'une surface fictive 32 sensiblement cylindrique de section circulaire, et d'axe longitudinal 34 parallèle au caisson central 22 et à la direction X, comme cela est visible sur la figure 3.Two lateral caissons 24a, 24b complete the rigid structure 10, the central box 22 of which is situated at an upper portion of this same structure 10, each of the two caissons 24a, 24b being integral with the central torsion box 22 and protruding from both sides in the Y direction, and downward. One of the peculiarities of these side boxes integrally attached to the front of the central box 22 is that they each have a lower skin 26a, 26b oriented towards the turbojet and 10 jointly defining a portion of a substantially cylindrical dummy surface 32 of circular section, and longitudinal axis 34 parallel to the central box 22 and the X direction, as can be seen in FIG.

15 En d'autres termes, ces deux peaux inférieures 26a, 26b disposent chacune d'une courbure adaptée pour pouvoir se positionner autour et au contact de cette surface fictive 32, sur toute leur longueur. Ainsi, d'une manière générale, les deux 20 caissons 24a, 24b forment ensemble une portion d'une enveloppe/cage sensiblement cylindrique de section circulaire, susceptible d'être positionnée autour et à distance du carter central 16 du turboréacteur 2. A titre indicatif, il est précisé que l'axe 25 34 est de préférence confondu avec l'axe longitudinal 5 du turbopropulseur 2. Par conséquent, on peut se rendre compte que la structure rigide 10 présente également une symétrie par rapport au plan vertical défini par l'axe longitudinal 34 et la direction Z du mât 4.In other words, these two lower skins 26a, 26b each have a curvature adapted to be positioned around and in contact with this imaginary surface 32, over their entire length. Thus, in a general manner, the two caissons 24a, 24b together form a portion of a substantially cylindrical casing / cage of circular section, able to be positioned around and at a distance from the central casing 16 of the turbojet engine. indicative, it is specified that the axis 34 34 is preferably coincident with the longitudinal axis 5 of the turboprop 2. Therefore, it can be seen that the rigid structure 10 also has a symmetry with respect to the vertical plane defined by the longitudinal axis 34 and the direction Z of the mast 4.

2909973 32 La figure 4 représente une vue en coupe prise selon un plan P1 transversal traversant de façon quelconque les caissons latéraux 24a, 24b. Sur cette figure, on peut effectivement 5 voir que les deux peaux inférieures 26a, 26b délimitent avec leur surface externe une partie de la surface fictive 32 sensiblement cylindrique de section circulaire, et que les deux caissons 24a, 24b constituent bien une portion d'une enveloppe/cage 10 sensiblement cylindrique de section semi-circulaire centrée sur l'axe longitudinal 34, comme cela sera également décrit en référence à la figure 5. Il est noté que pour créer le moins de perturbation possible du flux secondaire s'échappant du 15 canal annulaire de soufflante 14, le diamètre de la surface fictive cylindrique 32 est de préférence sensiblement identique au diamètre de la surface externe cylindrique 18 de la partie annulaire du carter de soufflante 12. D'autre part, comme on peut le voir 20 sur la figure 4, les éléments du caisson central 22 ne font saillie que sur une très petite distance à l'intérieur de l'espace 38 délimité par la surface fictive 32, de sorte qu'ils ne perturbent pas non plus significativement l'écoulement du flux d'air 25 secondaire. Cela s'explique notamment par le fait que les longerons latéraux 30 disposent d'une hauteur selon la direction Z qui est extrêmement petite par rapport au diamètre des surfaces fictive 32 et externe 18. Pour illustrer de façon schématique la 30 forme préférée des caissons latéraux 24a, 24b, la figure 5 montre que ceux-ci constituent conjointement 2909973 33 une partie seulement d'une enveloppe/cage 40 sensiblement cylindrique de section semi-circulaire, centrée sur l'axe longitudinal 34 et entourant la moitié supérieure de la surface fictive 32. Ainsi, sur 5 cette figure 5, la partie 42 représentée de façon hachurée correspond à la partie manquant aux deux caissons 24a, 24b pour former le demi-cylindre complet 40. A titre indicatif, il est noté que sur le mât représenté sur les figures 3 et 4, cette partie 42 est 10 en fait remplacée par une partie du caisson central 22 faisant très légèrement saillie à l'intérieur de la surface fictive 32 et joignant les deux caissons 24a, 24b. En outre, cette représentation permet également de comprendre le fait que ces deux caissons latéraux 15 forment sensiblement un prolongement vers l'arrière de la partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12. En référence conjointement aux figures 5 et 6, on peut voir que le caisson latéral 24a, identique 20 et symétrique au caisson latéral 24b, comporte la peau inférieure 26a parallèle à la direction X et constituant une portion d'un élément cylindrique de section circulaire, ainsi qu'une peau supérieure 44a également parallèle à la direction X et constituant 25 aussi une portion d'un élément cylindrique de section circulaire. Les peaux 26a et 44a sont de préférence concentriques. Les peaux 26a, 44a sont raccordées l'une à l'autre par l'intermédiaire d'un cadre de fermeture 30 avant 28a et d'un cadre de fermeture arrière 46a, ces cadres 28a, 46a étant donc orientés transversalement et 2909973 34 situés respectivement à l'avant et à l'arrière du caisson 24a. En outre, une plaque de fermeture 48a parallèle au plan P' et de préférence traversée par ce même plan vient fermer une partie inférieure du caisson 5 24a, et relie donc l'extrémité inférieure des cadres 28a, 46a et des peaux 26a, 44a. Naturellement, le caisson latéral 24b comporte des éléments 26b, 44b, 28b, 46b et 48b, respectivement identiques aux éléments 26a, 44a, 28a, 10 46a et 48a du caisson 24a. Comme on peut le voir sur les figures 5 et 6, on peut prévoir que les deux peaux inférieures 26a, 26b sont réalisées d'un seul tenant et reliées entre elles au niveau de leur partie supérieure par 15 l'intermédiaire d'une plaque de jonction 50 orientée selon un plan XY, et située au contact du longeron inférieur 36 du caisson central 22. Bien entendu, cette plaque 31 de largeur identique à celle du longeron inférieur 36 fait légèrement saillie vers l'intérieur 20 de la surface fictive 32. De façon analogue, on peut aussi prévoir que les deux cadres de fermeture avant 28a, 28b sont réalisés d'un seul tenant et reliés entre eux au niveau de leur partie supérieure par l'intermédiaire d'un 25 cadre de fermeture avant 31 du caisson 22, ce cadre 31 étant orienté selon un plan YZ. Par conséquent, dans cette configuration, les cadres 28a, 28b, 31 réalisés d'un seul tenant sont donc agencés dans un même plan YZ, et constituent une extrémité avant de la structure 30 rigide 10 du mât 4.FIG. 4 shows a sectional view taken along a transverse plane P1 traversing in any way the lateral caissons 24a, 24b. In this figure, it can indeed be seen that the two lower skins 26a, 26b delimit with their outer surface a part of the substantially cylindrical fictitious surface 32 of circular section, and that the two caissons 24a, 24b constitute a portion of a substantially cylindrical casing / cage 10 of semicircular section centered on the longitudinal axis 34, as will also be described with reference to Figure 5. It is noted that to create the least possible disturbance of the secondary flow escaping the 15 In the annular fan duct 14, the diameter of the cylindrical dummy surface 32 is preferably substantially the same as the diameter of the cylindrical outer surface 18 of the annular portion of the fan casing 12. On the other hand, as can be seen in FIG. 4, the elements of the central box 22 protrude only a very small distance inside the space 38 delimited by the imaginary surface 32, so they also do not significantly disturb the flow of the secondary air stream. This is explained in particular by the fact that the side rails 30 have a height in the Z direction which is extremely small compared to the diameter of the dummy surfaces 32 and outer 18. To illustrate schematically the preferred form of the side boxes 24a, 24b, FIG. 5 shows that these together form only part of a substantially cylindrical casing / cage 40 of semicircular section, centered on the longitudinal axis 34 and surrounding the upper half of the imaginary surface 32. Thus, in this FIG. 5, the part 42 shown in a hatched manner corresponds to the part missing from the two boxes 24a, 24b to form the complete half-cylinder 40. For information, it is noted that on the mast represented on 3 and 4, this portion 42 is in fact replaced by a portion of the central box 22 projecting very slightly inside the imaginary surface 32 and joining the two FIGS. x boxes 24a, 24b. In addition, this representation also makes it possible to understand that these two lateral caissons 15 substantially form a rearward extension of the peripheral annular portion of the fan casing 12. With reference to FIGS. 5 and 6, it can be seen that the lateral box 24a, identical and symmetrical to the lateral box 24b, has the lower skin 26a parallel to the direction X and constituting a portion of a cylindrical element of circular section, and an upper skin 44a also parallel to the direction X and also constituting a portion of a cylindrical element of circular section. The skins 26a and 44a are preferably concentric. The skins 26a, 44a are connected to each other by means of a front closure frame 28a and a rear closure frame 46a, these frames 28a, 46a being thus oriented transversely and 2909973 34 located respectively at the front and rear of the box 24a. In addition, a closure plate 48a parallel to the plane P 'and preferably traversed by the same plane closes a lower portion of the box 24a, and thus connects the lower end of the frames 28a, 46a and 26a skin, 44a. Naturally, the lateral box 24b comprises elements 26b, 44b, 28b, 46b and 48b, respectively identical to the elements 26a, 44a, 28a, 46a and 48a of the box 24a. As can be seen in FIGS. 5 and 6, provision may be made for the two lower skins 26a, 26b to be made in one piece and connected together at their upper part by means of a plate of junction 50 oriented along an XY plane, and located in contact with the lower spar 36 of the central box 22. Of course, this plate 31 of width identical to that of the lower spar 36 projects slightly inwardly of the imaginary surface 32. Similarly, it is also possible for the two front closure frames 28a, 28b to be made in one piece and connected to each other at their upper part by means of a front closure frame 31 of the box. 22, this frame 31 being oriented along a YZ plane. Consequently, in this configuration, the frames 28a, 28b, 31 made in one piece are thus arranged in the same plane YZ, and constitute a front end of the rigid structure 10 of the mast 4.

2909973 Par ailleurs, il est noté que les extrémités supérieures des cadres 46a, 46b et des peaux 44a, 44b sont montées solidairement sur les longerons latéraux 30 du caisson central 22, par exemple à l'aide 5 de moyens d'assemblage mécaniques. En référence à la figure 7, on voit que la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 est tout à fait adaptée pour supporter les attaches moteur avant 6a, 6b, 8, puisque celles-ci peuvent être facilement 10 fixées sur la pièce transversale réalisée d'un seul tenant intégrant les cadres 28a, 28b et 31. En effet, les première et seconde attaches 6a, 6b sont respectivement fixées aux deux extrémités inférieures des deux cadres de fermeture avant 28a, 28b de façon à 15 être traversées par le plan P', tandis que la troisième attache 8 est solidaire du cadre de fermeture avant 31 situé entre les cadres 28a, 28b précités. De cette manière, il est donc à comprendre que les deux attaches moteur avant 6a, 6b sont disposées de façon symétrique 20 par rapport au plan vertical défini par l'axe longitudinal 34 et la direction Z du mât 4, de même que la troisième attache moteur 8 est traversée par ce même plan identique au premier plan vertical P mentionné précédemment.Furthermore, it is noted that the upper ends of the frames 46a, 46b and the skins 44a, 44b are integrally mounted on the side rails 30 of the central box 22, for example by means of mechanical assembly means. With reference to FIG. 7, it can be seen that the rigid structure 10 of the attachment pylon 4 is entirely adapted to support the front engine attachments 6a, 6b, 8, since these can be easily fastened to the transverse part made in one piece integrating the frames 28a, 28b and 31. Indeed, the first and second fasteners 6a, 6b are respectively attached to the two lower ends of the two front closure frames 28a, 28b so as to be traversed by the plane P ', while the third fastener 8 is secured to the front closure frame 31 located between the frames 28a, 28b above. In this way, it is therefore to be understood that the two forward engine attachments 6a, 6b are arranged symmetrically with respect to the vertical plane defined by the longitudinal axis 34 and the Z direction of the mast 4, as well as the third attachment motor 8 is crossed by the same plane identical to the first vertical plane P mentioned above.

25 L'attache moteur arrière 9 est quant à elle fixée sur une partie inférieure de la structure arrière de largeur réduite 21, qui pénètre dans le canal de flux secondaire sur une distance suffisamment importante pour permettre à l'attache 9 de venir se 30 monter sur le carter d'éjection 17 du turboréacteur 2.The rear engine attachment 9 is fixed on a lower part of the reduced width rear structure 21, which enters the secondary flow channel a sufficiently large distance to allow the fastener 9 to come up to 30. on the ejection housing 17 of the turbojet engine 2.

2909973 36 En référence à présent aux figures 7 à 11, il est représenté de façon détaillée la structure arrière de largeur transversale réduite 21, ainsi que les attaches voilure 11a, 11b, 13, 15.Referring now to Figures 7 to 11, there is shown in detail the rear structure of reduced transverse width 21, as well as the wing fasteners 11a, 11b, 13, 15.

5 Sur les figures 7 et 8, on peut effectivement voir que les moyens d'accrochage du mât 4 sur la voilure 3 de l'aéronef sont constitués par les deux attaches latérales voilure 11a, 11b, par l'attache arrière voilure 13 située en arrière par rapport aux 10 attaches latérales, et par l'attache avant voilure 15 située en avant par rapport à ces dernières. Ici encore, il est à comprendre que ces attaches peuvent être réalisées selon toute forme connue de l'homme du métier, telle que par exemple celle relative à 15 l'assemblage de manilles et de ferrures. Plus précisément, l'attache avant voilure 15 est située sur une partie arrière du caisson central 22, à proximité d'un cadre transversal de fermeture 52 de celui-ci, et de préférence rapportée fixement sur le 20 longeron supérieur 35. De façon connue de l'homme du métier, cette attache 15 peut comporter une bielle, de préférence orientée transversalement, étant donné que cette attache 15 est prévue pour assurer uniquement la reprise de efforts s'exerçant selon la direction Y.In FIGS. 7 and 8, it can indeed be seen that the attachment means of the mast 4 on the wing 3 of the aircraft are constituted by the two lateral wing fasteners 11a, 11b, by the wing rear attachment 13 located in rear relative to the side fasteners, and by the front wing attachment 15 located forward relative thereto. Again, it should be understood that these fasteners can be made in any form known to those skilled in the art, such as for example that relating to the assembly of shackles and fittings. More specifically, the front wing attachment 15 is located on a rear portion of the central box 22, near a transverse closure frame 52 thereof, and preferably fixedly affixed to the upper spar 35. In a known manner those skilled in the art, this fastener 15 may comprise a connecting rod, preferably oriented transversely, since this fastener 15 is provided to ensure only the recovery of forces exerted in the direction Y.

25 L'attache avant voilure 15 est de préférence agencée pour être traversée par le plan vertical P précité. Vers l'arrière, les deux attaches latérales voilure 11a, 11b sont sensiblement identiques, et disposées symétriquement par rapport au plan vertical 30 P. Elles présentent chacune une ferrure de raccordement sur le mât 54, qui a la particularité de faire saillie 2909973 37 vers l'arrière par rapport au caisson central longitudinal avant 22 sur lequel elle est fixée, par exemple en étant montée fixement sur une extrémité arrière du panneau latéral 30 associé, afin de faire 5 saillie vers l'arrière par rapport au cadre transversal de fermeture 52. Les deux ferrures de raccordement 54, entre lesquelles se trouve agencée la structure arrière 21 comme cela est le mieux visible sur la figure 8, ne 10 font de préférence ni saillie vers le haut par rapport au longeron supérieur 35, ni vers le bas par rapport au longeron inférieur 36. Cela permet alors avantageusement d'obtenir une compacité accrue du mât, dans la direction de la hauteur.The wing front attachment 15 is preferably arranged to be traversed by the aforementioned vertical plane P. Towards the rear, the two wing side fasteners 11a, 11b are substantially identical, and arranged symmetrically with respect to the vertical plane 30 P. They each have a connecting fitting on the mast 54, which has the particularity of projecting 2909973 37 towards the rear relative to the front longitudinal center box 22 to which it is fixed, for example by being fixedly mounted on a rear end of the associated side panel 30, to protrude rearwardly with respect to the transverse closure frame 52 The two connecting brackets 54, between which the rear structure 21 is arranged, as best seen in Figure 8, preferably do not protrude upwards with respect to the upper spar 35 or downwards by relative to the lower spar 36. This then advantageously allows to obtain increased compactness of the mast, in the direction of the height.

15 De plus, les deux attaches latérales 11a, 11b peuvent se situer au droit ou à proximité, dans la direction Z, d'un longeron avant de voilure 58, lui-même agencé de façon connue légèrement en arrière par rapport à une extrémité avant de bord d'attaque 60. Une 20 telle configuration permet un assemblage aisé des attaches latérales sur ce même longeron avant de voilure 58, diminuant considérablement l'effet néfastede porte-à-faux rencontré antérieurement. A titre indicatif, il est noté que le longeron 58 peut par 25 ailleurs également servir au raccordement de l'attache avant 15 sur la voilure 3, sans sortir du cadre de l'invention. Les deux attaches latérales 11a, 11b sont chacune conçue pour assurer uniquement la reprise des 30 efforts s'exerçant selon la direction X, à savoir les 2909973 38 efforts de poussée, et les efforts s'exerçant selon la direction Z. Enfin, si les attaches voilure 11a, llb, 15 qui viennent d'être décrites sont rapportées fixement 5 sur le caisson 22, l'attache arrière voilure 13 présente elle la particularité d'être montée sur la structure arrière de largeur réduite 21, et plus précisément sur une extrémité arrière de celle-ci. Elle est conçue pour assurer uniquement la reprise des 10 efforts s'exerçant selon la direction Z, et se raccorde sur la voilure 3 en arrière par rapport au longeron 58. Ainsi, la reprise du moment selon la direction X s'effectue à l'aide des deux attaches latérales 11a, llb reprenant des efforts verticaux, la 15 reprise du moment selon la direction Z s'effectue également à l'aide des deux attaches latérales 11a, llb reprenant des efforts longitudinaux, tandis que la reprise du moment selon la direction Y s'effectue à l'aide d'une part de l'attache arrière 15 et d'autre 20 par des deux attaches latérales 11a, llb reprenant chacune des efforts verticaux. Sur les figure 8 et 9, on peut apercevoir que la structure arrière 21 présente effectivement une épaisseur ou largeur transversale, à savoir selon la 25 direction Y, réduite par rapport à l'épaisseur de l'extrémité arrière du caisson 22, et plus généralement par rapport à l'épaisseur de l'ensemble du caisson 22 qui est sensiblement homogène tout le long de celui-ci. A ce titre, comme cela a été schématisé sur ces 30 figures, la largeur moyenne L' de la structure arrière 21, qui est elle aussi sensiblement identique sur toute 2909973 39 sa longueur, et la largeur moyenne L d'une extrémité arrière du caisson central longitudinal avant 22 sont de préférence prévues de manière à vérifier la relation 2 < L/L' < 3.In addition, the two lateral fasteners 11a, 11b may be located at or near the Z direction of a front wing spar 58, itself arranged in a known manner slightly rearward with respect to a front end. This configuration allows for easy assembly of the lateral fasteners on the same front spar 58, considerably reducing the previously encountered overhanging effect. As an indication, it is noted that the spar 58 can also be used for connecting the front attachment 15 to the wing 3, without departing from the scope of the invention. The two lateral fasteners 11a, 11b are each designed to provide only the recovery of the forces exerted in the X direction, namely the thrust forces, and the forces exerted in the Z direction. wing fasteners 11a, 11b, 15 which have just been described are fixedly attached to the box 22, the wing rear attachment 13 has the particularity of being mounted on the reduced width rear structure 21, and more specifically on a rear end of it. It is designed to ensure only the recovery of the forces exerted in the Z direction, and connects to the wing 3 back relative to the spar 58. Thus, the recovery of the moment in the X direction is effected at With the aid of the two lateral fasteners 11a, 11b taking up vertical forces, the recovery of the moment in the Z direction is also effected with the aid of the two lateral fasteners 11a, 11b taking up longitudinal forces, while the recovery of the moment according to the Y direction is carried out using one part of the rear attachment 15 and other 20 by two lateral fasteners 11a, 11b each taking up vertical forces. In FIGS. 8 and 9, it can be seen that the rear structure 21 actually has a thickness or transverse width, namely in the Y direction, reduced with respect to the thickness of the rear end of the box 22, and more generally relative to the thickness of the entire housing 22 which is substantially homogeneous all along thereof. As such, as has been schematized in these figures, the average width L 'of the rear structure 21, which is also substantially identical over its length, and the average width L of a rear end of the box longitudinal central front 22 are preferably provided so as to verify the relationship 2 <L / L '<3.

5 La projection vers l'arrière des ferrures de raccordement précitées 54 et la largeur transversale réduite de la structure arrière 21 permet de fixer celle-ci sur le caisson central longitudinal avant 22 de manière à être agencé entre les deux ferrures 54, à 10 distance de celles-ci, ce qui engendre un gain non négligeable en terme de compacité. A cet égard, il est noté que la structure arrière 21 est préférentiellement prévue de manière à être suffisamment fine pour pouvoir être assimilée à une structure sensiblement plane, 15 préférentiellement évidée comme cela sera décrit ci-après, et se situant dans un plan vertical parallèle à la direction X, à savoir de préférence le plan vertical P mentionné ci-dessus, constituant un plan de symétrie pour la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4.The rearward projection of the aforementioned connecting fittings 54 and the reduced transverse width of the rear structure 21 makes it possible to fix it on the front longitudinal central box 22 so as to be arranged between the two fittings 54, at a distance of these, which generates a not insignificant gain in terms of compactness. In this regard, it is noted that the rear structure 21 is preferably provided so as to be sufficiently thin to be assimilated to a substantially flat structure, preferably hollowed out as will be described hereinafter, and lying in a parallel vertical plane in the X direction, namely preferably the vertical plane P mentioned above, constituting a plane of symmetry for the rigid structure 10 of the attachment pylon 4.

20 Sur les figures 10 et 11, on peut apercevoir de manière plus précise la conception de la structure arrière 21, de préférence réalisée d'un seul tenant et par usinage. D'une façon générale, la structure arrière 21 située dans le plan P se décompose 25 en deux portions solidaires situées l'une derrière l'autre selon la direction X, parmi lesquelles on compte une extension avant 62 et une portion principale arrière 64. La portion principale arrière 64 s'étend 30 entièrement en arrière par rapport au caisson 22, donc entièrement en arrière par rapport au cadre de 2909973 fermeture 52 sur lequel elle est rapportée fixement, par encastrement, par exemple par boulons ou moyens similaires. La portion principale arrière 64 prend la forme d'un triangle évidée en son intérieur pour ne 5 laisser apparaître grossièrement que trois montants jointifs constituant respectivement les trois côtés du triangle. Ainsi, on peut voir que la portion principale arrière 64 en forme de triangle présente une base verticale encastrée sur le cadre de fermeture 52, avec 10 son sommet opposé constituant l'extrémité arrière de la structure rigide 10 portant l'attache arrière voilure (seul l'orifice de fixation 68 de celle-ci étant représenté sur les figures 10 et 11). La base citée ci-dessus, référencée 70 sur 15 la figure 11, dispose d'une hauteur plus grande que la hauteur du cadre transversal de fermeture arrière 52 du caisson 22. A ce titre, l'extrémité supérieure de cette base 70, constituant un autre sommet du triangle ainsi qu'une extrémité avant supérieur de la structure 20 arrière 21, se situe à proximité de l'extrémité arrière du longeron supérieur 35, de sorte que ladite extrémité avant supérieure se situe dans le prolongement de ce longeron supérieur 35. La continuité recherchée permet d'assurer une bonne transition des efforts cheminant du 25 caisson 22 vers la structure arrière de largeur réduite 21. En revanche, dans ce mode de réalisation préféré, étant donné que la base vertical 70 dispose d'une hauteur plus grande que la hauteur du cadre 30 transversal de fermeture arrière 52, son extrémité inférieure constituant un autre sommet du triangle 2909973 41 ainsi qu'une extrémité inférieure de la structure arrière 21, se situe plus bas que le longeron inférieur 36 et le cadre de fermeture 52. D'ailleurs, cette extrémité inférieure sert au support de l'attache 5 moteur arrière 9, comme cela est montré sur la figure 7. Ainsi, si le côté supérieur du triangle se situe dans le prolongement du longeron supérieur 35 comme cela a été décrit ci-dessus, le côté inférieur du triangle raccordé au côté supérieur et issu de 10 l'extrémité inférieure de la base 70 ne se situe quant à lui aucunement dans le prolongement du longeron inférieur 36 de caisson, mais en dessous de celui-ci. En outre, la partie de la base 70 qui fait saillie vers le bas à partir du longeron inférieur 36 15 et du cadre de fermeture 52 constitue par ailleurs une base d'un triangle formant l'extension avant 62 de la structure arrière 21, le côté supérieur de ce triangle épousant le longeron inférieur 36 sur lequel il est encastré, extérieurement au caisson de torsion 22. Il 20 est donc à comprendre que cette extension avant 62 prend également la forme d'un triangle évidée en son intérieur pour ne laisser apparaître grossièrement que trois montants jointifs constituant respectivement les trois côtés du triangle, ce dernier se situant 25 globalement sous le caisson 22, dont la hauteur peut ainsi être réduite au minimum. De plus, l'extrémité avant inférieure de la structure arrière 21 est alors constituée par l'extrémité avant du côté de triangle épousant le longeron inférieur 36, ce qui implique 30 qu'elle se situe largement en avant par rapport au cadre de fermeture du caisson 52.In FIGS. 10 and 11, the design of the rear structure 21, preferably made in one piece and by machining, can be more clearly seen. In general, the rear structure 21 located in the plane P is decomposed into two integral portions located one behind the other in the direction X, among which there is a front extension 62 and a rear main portion 64. The rear main portion 64 extends completely rearwardly relative to the box 22, thus completely rearward of the closure frame 5299 to which it is fixedly attached, for example by bolts or similar means. The rear main portion 64 takes the form of a hollowed-out triangle in its interior so as to reveal only roughly three contiguous amounts respectively constituting the three sides of the triangle. Thus, it can be seen that the triangular-shaped rear main portion 64 has a vertical base recessed on the closure frame 52, with its opposite apex constituting the rear end of the rigid structure 10 carrying the wing-back attachment (only the fixing orifice 68 thereof being shown in Figures 10 and 11). The base mentioned above, referenced 70 in FIG. 11, has a height greater than the height of the transverse rear closure frame 52 of the box 22. As such, the upper end of this base 70 constituting another vertex of the triangle and an upper front end of the rear structure 21, is located near the rear end of the upper spar 35, so that said upper front end is in the extension of the upper spar 35 The desired continuity makes it possible to ensure a good transition of the forces traveling from the caisson 22 towards the reduced width rear structure 21. On the other hand, in this preferred embodiment, since the vertical base 70 has a greater height. large as the height of the transverse rear closure frame 52, its lower end constituting another vertex of the triangle 2909973 41 and a lower end of the st rear structure 21, is lower than the lower beam 36 and the closure frame 52. Moreover, this lower end is used to support the rear engine attachment 9, as shown in Figure 7. Thus, if the upper side of the triangle lies in the extension of the upper spar 35 as described above, the lower side of the triangle connected to the upper side and issuing from the lower end of the base 70 does not lie it in no way in the extension of the lower spar 36 of box, but below it. In addition, the part of the base 70 projecting downwardly from the lower spar 36 and the closure frame 52 also constitutes a base of a triangle forming the front extension 62 of the rear structure 21, the upper side of this triangle matching the lower spar 36 on which it is recessed, externally to the torsion box 22. It is therefore to be understood that this extension before 62 also takes the form of a hollowed-out triangle in its interior to reveal roughly three contiguous amounts respectively constituting the three sides of the triangle, the latter being located generally under the box 22, the height can be reduced to a minimum. In addition, the lower front end of the rear structure 21 is then formed by the front end of the triangle side conforming to the lower spar 36, which implies that it is located far in front of the closure frame. box 52.

2909973 42 Comme visible sur les figures 10 et 11, il est recherché à ce que le côté inférieur du triangle formant l'extension avant 62 se situe dans le prolongement avant du côté inférieur du triangle 5 formant la portion principale arrière 64, le point de jonction entre ces deux côtés, constituant l'extrémité inférieure de la base verticale 70, servant au support de l'attache moteur arrière. A titre d'exemple indicatif, le triangle 10 formant l'extension avant 62 peut prendre la forme d'un triangle rectangle avec son angle droit situé entre la base 70 et le côté supérieur épousant le longeron 36, tandis que le triangle formant la portion principale arrière 64 peut prendre la forme d'un triangle isocèle, 15 de base 70. Enfin, comme cela est le mieux visible sur la figure 11, il est noté que la structure arrière 21 peut être doublée par une autre structure identique, superposée selon la direction Y, afin de pouvoir 20 remplir la fonction de sécurité dite Fail Safe . En référence aux figures 12 à 14, on peut voir un ensemble moteur 1 pour aéronef selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention. Cet ensemble 1 est similaire à celui décrit 25 dans le cadre du premier mode de réalisation préféré. Ainsi, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. La principale différence présentée par ce 30 second mode de réalisation préféré réside dans la conception de la structure rigide 10 du mât 4, qui va 2909973 43 être détaillée ci-après. D'autre part, il est également précisé, à titre secondaire, que cet ensemble 1 présente un système de montage du moteur 2 sur le mât d'accrochage 4 qui est plus classique, à savoir qu'il 5 comprend une attache moteur avant 108 agencée entre une extrémité périphérique supérieure du carter de soufflante 12 et une extrémité avant du caisson central longitudinal 22, une attache arrière 109 placée entre le longeron inférieur 36 du caisson 22 et le carter 10 d'éjection 17, ajouté à ces deux attaches classiques un dispositif de reprise des efforts de poussée 106 conventionnel, c'est-à-dire intégrant deux bielles latérales de reprise d'efforts dont l'une des extrémités est raccordée à une partie avant du carter 15 central 16, et l'autre extrémité raccordée sur l'attache moteur arrière 109. En revanche, la disposition et la conception des moyens 11a, 11b, 13, 15 permettant l'accrochage du mât 4 sur la voilure 3 sont identiques 20 ou similaires à ceux décrits dans le cadre du premier mode de réalisation préférés, et ne seront de ce fait pas davantage décrits. La différence essentielle réside donc dans la conception de la structure rigide/primaire 10 du 25 mât, qui est uniquement constituée du caisson central longitudinal avant 22 et de la structure arrière de largeur transversale réduite 21, les caissons latéraux ayant été supprimés en raison de leur incompatibilité avec la nature et la disposition des attaches moteur 30 employées.As can be seen in FIGS. 10 and 11, it is desirable for the lower side of the triangle forming the front extension 62 to lie in the front extension of the lower side of the triangle 5 forming the rear main portion 64. junction between these two sides, constituting the lower end of the vertical base 70, serving to support the rear engine attachment. By way of indicative example, the triangle 10 forming the front extension 62 may take the form of a right-angled triangle with its right angle located between the base 70 and the upper side matching the spar 36, while the triangle forming the portion The rear main 64 may take the form of an isosceles triangle, base 70. Finally, as best seen in FIG. 11, it is noted that the rear structure 21 can be doubled by another identical structure superimposed according to FIG. the direction Y, in order to be able to fulfill the security function known as Fail Safe. With reference to FIGS. 12 to 14, there can be seen an aircraft engine assembly 1 according to a second preferred embodiment of the present invention. This set 1 is similar to that described in the first preferred embodiment. Thus, the elements bearing the same reference numerals correspond to identical or similar elements. The main difference presented by this second preferred embodiment lies in the design of the rigid structure 10 of the mast 4, which will be detailed hereinafter. On the other hand, it is also stated, on a secondary basis, that this assembly 1 has a mounting system of the engine 2 on the attachment mast 4 which is more conventional, namely that it comprises a front engine attachment 108 arranged between an upper peripheral end of the fan casing 12 and a front end of the longitudinal central casing 22, a rear attachment 109 placed between the lower spar 36 of the casing 22 and the casing 10 of ejection 17, added to these two conventional fasteners a conventional thrust load recovery device 106, that is to say integrating two lateral force recovery rods whose one end is connected to a front part of the central casing 16, and the other end connected on the other hand, the arrangement and the design of the means 11a, 11b, 13, 15 allowing the attachment of the mast 4 on the wing 3 are identical or similar to those described. in the context of the first preferred embodiment, and will therefore not be further described. The essential difference therefore lies in the design of the rigid / primary structure 10 of the mast, which consists solely of the front longitudinal central box 22 and the rear structure of reduced transverse width 21, the side boxes having been removed due to their incompatibility with the nature and arrangement of the engine fasteners used.

2909973 44 De plus, la structure arrière de largeur transversale réduite 21 n'étant plus destinée à porter l'attache moteur arrière 109 rapportée à présent sur le caisson central longitudinal 22, celle-ci ne présente 5 donc plus d'extension avant s'étendant sous le longeron inférieur de caisson 36. Plus précisément, la structure arrière de largeur transversale réduite 21 prend ici une forme identique ou similaire à celle de la portion principale arrière 64 décrite dans le cadre du premier 10 mode de réalisation préféré, notamment en ce sens qu'elle se trouve agencée entièrement en arrière par rapport au cadre de fermeture de caisson 52 sur lequel elle est encastré. En effet, la structure arrière 21 prend la 15 forme d'un triangle évidée en son intérieur pour ne laisser apparaître grossièrement que trois montants jointifs constituant respectivement les trois côtés du triangle. Le triangle présente alors une base verticale 70 encastrée sur le cadre de fermeture 52, avec son 20 sommet opposé constituant l'extrémité arrière de la structure rigide 10 portant l'attache arrière voilure 13 (seul l'orifice de fixation 68 de celle-ci étant représenté sur les figures 13 et 14). De plus, dans ce second mode de 25 réalisation, la base 70 dispose d'une hauteur sensiblement identique à la hauteur du cadre transversal de fermeture arrière 52 du caisson 22. A ce titre, l'extrémité supérieure de cette base 70, constituant un autre sommet du triangle ainsi qu'une 30 extrémité avant supérieur de la structure arrière 21, se situe à proximité de l'extrémité arrière du longeron 2909973 supérieur 35, de sorte que ladite extrémité avant supérieure se situe dans le prolongement de ce longeron supérieur 35. De la même façon, l'extrémité inférieure de cette base 70, constituant le dernier sommet du 5 triangle ainsi qu'une extrémité avant inférieur de la structure arrière 21, se situe à proximité de l'extrémité arrière du longeron inférieur 36, de sorte que ladite extrémité avant inférieure se situe dans le prolongement de ce longeron inférieur 36, les 10 continuités observées permettant d'assurer une bonne transition des efforts cheminant du caisson 22 vers la structure arrière de largeur réduite 21. Naturellement, cette configuration offrant une parfaite continuité entre le caisson 22 et la 15 structure arrière 21 pourrait être employée sur une structure rigide présentant à l'avant des caissons latéraux comme cela est le cas pour le premier mode de réalisation préféré, en particulier lorsque les attaches moteur sont toutes destinées à être implantées 20 à l'avant de la structure rigide, par exemple de manière à être chacune traversée par un même plan transversal. A titre d'exemple indicatif, la totalité des éléments constitutifs de la structure rigide 10 qui 25 vient d'être décrite est réalisée à l'aide de matériaux métalliques, tels que l'acier, l'aluminium, le titane, ou encore à l'aide de matériaux composites, de préférence en carbone. Bien entendu, diverses modifications 30 peuvent être apportées par l'homme du métier au mât d'accrochage 4 de turboréacteur 2 pour aéronef qui 2909973 46 vient d'être décrit, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. A cet égard, on peut notamment indiquer qui si le mât 4 a été présenté dans une configuration adaptée pour qu'il soit suspendu sous la voilure 3 de 5 l'aéronef, ce mât 4 pourrait également se présenter dans une configuration différente lui permettant d'être monté au-dessus de cette même voilure. 10In addition, the rear structure of reduced transverse width 21 is no longer intended to carry the rear engine attachment 109 now reported on the longitudinal central box 22, it therefore has no longer extension before s' extending below the lower box spar 36. More specifically, the rear structure of reduced transverse width 21 here takes a shape identical or similar to that of the rear main portion 64 described in the context of the first preferred embodiment, particularly in this respect. meaning that it is arranged entirely behind the box closure frame 52 on which it is embedded. In fact, the rear structure 21 takes the form of a hollowed-out triangle in its interior so as to show only roughly three contiguous amounts respectively constituting the three sides of the triangle. The triangle then has a vertical base 70 recessed on the closure frame 52, with its opposite apex constituting the rear end of the rigid structure 10 carrying the wing rear attachment 13 (only the attachment hole 68 thereof). being shown in Figures 13 and 14). Moreover, in this second embodiment, the base 70 has a height substantially identical to the height of the transverse rear closure frame 52 of the box 22. As such, the upper end of this base 70, constituting a Another vertex of the triangle and an upper front end of the rear structure 21, is located near the rear end of the upper beam 2909973 35, so that said upper front end is in the extension of the upper spar 35 In the same way, the lower end of this base 70, constituting the last vertex of the triangle and a lower front end of the rear structure 21, is located near the rear end of the lower spar 36, so that said lower front end is situated in the extension of this lower spar 36, the observed continuities making it possible to ensure a good transition of the path forces From the housing 22 to the reduced width rear structure 21. Naturally, this configuration providing perfect continuity between the box 22 and the rear structure 21 could be used on a rigid structure having front side boxes as this is the case. case for the first preferred embodiment, in particular when the motor fasteners are all intended to be implanted in front of the rigid structure, for example so as to be each crossed by the same transverse plane. By way of indicative example, all the constituent elements of the rigid structure 10 which has just been described is made using metal materials, such as steel, aluminum, titanium, or at using composite materials, preferably carbon. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the aircraft jet engine mount 2 4 which has just been described, by way of non-limiting examples only. In this respect, it is possible in particular to indicate which if the mast 4 has been presented in a configuration adapted to be suspended under the wing 3 of the aircraft, this mast 4 could also be in a different configuration allowing it to to be mounted above this same wing. 10

Claims (23)

REVENDICATIONS 1. Mât d'accrochage (4) de turboréacteur pour aéronef, ledit mât disposant d'une part d'une structure rigide (10) comportant un caisson central longitudinal avant (22), et d'autre part des moyens d'accrochage du mât sur une voilure de l'aéronef, lesdits moyens d'accrochage du mât sur la voilure comprenant deux attaches latérales voilure (11a, 11b) chacune conçue de manière à reprendre des efforts de poussée s'exerçant selon une direction longitudinale (X) du mât, et présentant une ferrure de raccordement sur le mât (54) fixée audit caisson central longitudinal avant (22), lesdits moyens d'accrochage du mât sur la voilure comprenant en outre une attache arrière voilure (13) située en arrière par rapport auxdites attaches latérales (11a, 11b), caractérisé en ce que ladite structure rigide (10) comprend en outre une structure arrière (21) de largeur transversale réduite par rapport à celle dudit caisson central longitudinal avant (22), prolongeant ce dernier vers l'arrière et portant ladite attache arrière voilure (13) conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon une direction verticale (Z) du mât.  1. Mast attachment (4) for an aircraft turbojet engine, said mast having on one hand a rigid structure (10) comprising a front longitudinal central box (22), and secondly means for hooking the mast on a wing of the aircraft, said mast attachment means on the wing comprising two wing lateral fasteners (11a, 11b) each designed to take up thrust forces exerted in a longitudinal direction (X) of the mast, and having a connection fitting on the mast (54) fixed to said front longitudinal center box (22), said mast attachment means on the wing, further comprising a wing rear attachment (13) located rearwardly relative to said lateral fasteners (11a, 11b), characterized in that said rigid structure (10) further comprises a rear structure (21) of reduced transverse width with respect to that of said front longitudinal central box (22), prolonging said latter worm s back and carrying said wing rear attachment (13) designed to take only efforts exerted in a vertical direction (Z) of the mast. 2. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites ferrures de raccordement sur le mât (54) des deux attaches latérales voilure (11a, 11b) font saillie vers l'arrière par rapport audit caisson central 2909973 48 longitudinal avant (22) sur lequel elles sont fixées, ladite structure arrière (21) de largeur transversale réduite étant fixée sur ledit caisson central longitudinal avant (22) de manière à être agencé entre 5 lesdites deux ferrures de raccordement (54), à distance de celles-ci.  2. Mast attachment (4) for an aircraft according to claim 1, characterized in that said connection fittings on the mast (54) of the two wing side fasteners (11a, 11b) protrude rearwardly relative to said housing front longitudinal structure (22) on which they are fixed, said rear structure (21) of reduced transverse width being fixed on said front longitudinal central box (22) so as to be arranged between said two connecting fittings (54) , at a distance from them. 3. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé 10 en ce qu'au niveau de l'extrémité arrière dudit caisson central longitudinal avant (22) sur laquelle la structure arrière de largeur transversale réduite (21) est montée fixement, la hauteur selon la direction verticale (Z) de cette structure arrière de largeur 15 transversale réduite (21) est au moins égale à la hauteur selon la direction verticale (Z) de l'extrémité arrière dudit caisson central longitudinal avant (22).  3. An aircraft attachment pylon (4) according to claim 1 or claim 2, characterized in that at the rear end of said front longitudinal central box (22) on which the rear structure of reduced transverse width (21) is fixedly mounted, the height in the vertical direction (Z) of this rear structure of reduced transverse width (21) is at least equal to the height in the vertical direction (Z) of the rear end of said central box. longitudinal front (22). 4. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon 20 l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit caisson central longitudinal avant (22) est pourvu d'une longeron supérieur (35) et d'un longeron inférieur (36), et en ce que ladite structure arrière de largeur transversale 25 réduite (21) dispose d'une extrémité avant inférieure et d'une extrémité avant supérieure dont l'une au moins se situe dans le prolongement du longeron supérieur (35) ou du longeron inférieur (36), respectivement. 30  Aircraft attachment mast (4) according to one of the preceding claims, characterized in that said front longitudinal central box (22) is provided with an upper spar (35) and a lower spar ( 36), and in that said rear structure of reduced transverse width (21) has a lower front end and an upper front end, at least one of which is in the extension of the upper spar (35) or the lower spar (36), respectively. 30 5. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite 2909973 49 structure arrière de largeur transversale réduite (21) dispose d'une extrémité avant inférieure et d'une extrémité avant supérieure se situant respectivement dans le prolongement du longeron supérieur (35) et du 5 longeron inférieur (36).  5. Mast (4) for an aircraft according to claim 4, characterized in that said rear structure of reduced transverse width (21) has a lower front end and an upper front end located respectively in the extension of the upper spar (35) and the lower spar (36). 6. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite structure arrière de 10 largeur transversale réduite (21) prend sensiblement la forme d'un triangle dont l'une de ses bases (70) est fixée audit caisson central longitudinal avant (22), avec son sommet opposé portant ladite attache arrière voilure (13). 15  Aircraft attachment mast (4) according to one of the preceding claims, characterized in that said rear structure of reduced transverse width (21) substantially takes the form of a triangle of which one of its bases (70) is attached to said front longitudinal center box (22), with its opposite top bearing said wing rear attachment (13). 15 7. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite structure arrière de largeur transversale réduite (21) dispose d'une extrémité avant inférieure et d'une 20 extrémité avant supérieure dont l'une seulement se situant dans le prolongement de l'un des longerons supérieur et inférieur (35, 36), respectivement, ladite structure arrière de largeur transversale réduite (21) présentant une extension avant (62) faisant saillie 25 vers l'avant par rapport à une extrémité arrière dudit caisson central longitudinal avant (22), ladite extension avant (32) étant agencée extérieurement par rapport audit caisson central longitudinal avant (22), sur/sous l'autre des longerons supérieur et inférieur 30 (35, 36). 2909973 50  7. Aircraft attachment pylon (4) according to claim 4, characterized in that said rear structure of reduced transverse width (21) has a lower front end and an upper front end of which only one lying in the extension of one of the upper and lower longitudinal members (35, 36), respectively, said rear structure of reduced transverse width (21) having a forward extension (62) projecting forwards with respect to a rear end of said front longitudinal center box (22), said forward extension (32) being arranged externally with respect to said front longitudinal central box (22), on / under the other of the upper and lower spars (35, 36). 2909973 50 8. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite structure arrière de largeur transversale réduite (21) présente une extrémité arrière portant ladite attache 5 arrière voilure (13).  8. An attachment mast (4) for aircraft according to claim 7, characterized in that said rear structure of reduced transverse width (21) has a rear end carrying said rear wing attachment (13). 9. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'une largeur moyenne L' de ladite 10 structure arrière de largeur transversale réduite (21), et une largeur moyenne L d'une extrémité arrière du caisson central longitudinal avant (22), sont prévues de manière à vérifier la relation 2 < L/L' < 6. 15  Aircraft attachment mast (4) according to one of the preceding claims, characterized in that an average width L 'of said rear structure of reduced transverse width (21) and an average width L d a rear end of the front longitudinal central box (22), are provided so as to verify the relationship 2 <L / L '<6. 15 10. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits moyens d'accrochage du mât sur la voilure de l'aéronef sont constitués par ladite attache arrière voilure (13) conçue de manière à 20 reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction verticale (Z) du mât, lesdites deux attaches latérales voilure (11a, 11b) chacune conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale (X) du mât et selon la 25 direction verticale (Z) de celui-ci, et une attache avant voilure (15) située en avant par rapport auxdites attaches latérales voilure (11a, 11b), cette attache avant voilure (15) étant fixée audit caisson central longitudinal avant (22) et conçue de manière à 30 reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon une direction transversale (Y) du mât. 2909973 51  10. Pylon (4) for aircraft according to any one of the preceding claims, characterized in that said means for attaching the mast on the wing of the aircraft are constituted by said rear wing attachment (13) designed in order to take up only forces acting in the vertical direction (Z) of the mast, said two wing side attachments (11a, 11b) each designed to take up only forces acting in the longitudinal direction (X) of the mast and in the vertical direction (Z) thereof, and a forward wing attachment (15) located in front of said wing side attachments (11a, 11b), said wing-front attachment (15) being attached to said central box longitudinal front (22) and designed to take up only efforts exerted in a transverse direction (Y) of the mast. 2909973 51 11. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite structure arrière de 5 largeur transversale réduite (21) se situe dans un plan vertical (P) parallèle à ladite direction longitudinale (X) du mât d'accrochage.  Aircraft attachment mast (4) according to one of the preceding claims, characterized in that said rear structure of reduced transverse width (21) lies in a vertical plane (P) parallel to said longitudinal direction ( X) of the attachment mast. 12. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon 10 la revendication 11, caractérisé en ce que ledit plan vertical (P) constitue un plan de symétrie pour ladite structure rigide (10) du mât d'accrochage.  12. Mast (4) for an aircraft according to claim 11, characterized in that said vertical plane (P) constitutes a plane of symmetry for said rigid structure (10) of the attachment pylon. 13. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon 15 l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite structure rigide (10) comporte, en plus dudit caisson central longitudinal avant (22), deux caissons latéraux avant (24a, 24b) solidaires d'une partie avant dudit caisson central 20 (22) et incorporant chacun une peau supérieure (44a, 44b) et une peau inférieure (26a, 26b), ledit mât comportant également une première (6a) et une seconde attache moteur avant (6b) conçues de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon ladite direction 25 longitudinale (X) du mât, lesdites première et seconde attaches moteur avant (6a, 6b) étant respectivement agencées sur les deux caissons latéraux (24a, 24b).  13. Aircraft attachment mast (4) according to any one of the preceding claims, characterized in that said rigid structure (10) comprises, in addition to said front longitudinal central box (22), two front lateral boxes (24a). , 24b) integral with a front portion of said central box (22) and each incorporating an upper skin (44a, 44b) and a lower skin (26a, 26b), said mast also having a first (6a) and a second attachment front engine (6b) designed to take up forces in said longitudinal direction (X) of the mast, said first and second forward engine attachments (6a, 6b) being respectively arranged on the two side caissons (24a, 24b); ). 14. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon 30 la revendication 13, caractérisé en ce que lesdites deux peaux inférieures (26a, 26b) délimitent 2909973 52 conjointement une partie d'une surface fictive (32) sensiblement cylindrique de section circulaire et d'axe longitudinal (34). 5  Aircraft attachment mast (4) according to claim 13, characterized in that said two lower skins (26a, 26b) jointly delimit a portion of a substantially cylindrical fictitious surface (32) of circular section and longitudinal axis (34). 5 15. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 14, caractérisé en ce que lesdits deux caissons latéraux (24a, 24b) forment conjointement une portion d'une enveloppe (40) sensiblement cylindrique de section semi-circulaire. 10  15. Pylon (4) for aircraft according to claim 14, characterized in that said two lateral boxes (24a, 24b) together form a portion of a substantially cylindrical envelope (40) of semicircular section. 10 16. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications 13 à 15, caractérisé en ce que chaque caisson latéral (24a, 24b) est fermé vers l'avant par un cadre de fermeture avant 15 (28a, 28b) orienté selon un plan défini par une direction transversale (Y) ainsi que ladite direction verticale (Z) du mât.  Aircraft attachment mast (4) according to any one of claims 13 to 15, characterized in that each lateral box (24a, 24b) is closed forwards by a front closure frame (28a, 28b) oriented in a plane defined by a transverse direction (Y) and said vertical direction (Z) of the mast. 17. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon 20 la revendication 16, caractérisé en ce que lesdites première et seconde attaches moteur avant (6a, 6b) sont respectivement solidaires des deux cadres de fermeture avant (28a, 28b) des caissons latéraux. 25  Aircraft attachment mast (4) according to claim 16, characterized in that said first and second front engine attachments (6a, 6b) are respectively integral with the two front closure frames (28a, 28b) of the lateral caissons. . 25 18. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications 13 à 17, caractérisé en ce que lesdites première et seconde attaches moteur avant (6a, 6b) sont traversées par un plan défini par l'axe longitudinal (34) de la surface 30 fictive (32) et une direction transversale (Y) de ce mât. 2909973 53  Aircraft attachment mast (4) according to any one of claims 13 to 17, characterized in that said first and second front engine attachments (6a, 6b) are traversed by a plane defined by the longitudinal axis ( 34) of the imaginary surface (32) and a transverse direction (Y) of this mast. 2909973 53 19. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications 13 à 18, caractérisé en ce que les première et seconde attaches 5 moteur avant (6a, 6b) sont chacune conçues de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale (X) du mât (4), ainsi que selon la direction verticale (Z) de ce mât. 10  Aircraft attachment mast (4) according to one of Claims 13 to 18, characterized in that the first and second forward engine attachments (6a, 6b) are each designed to take exerting in the longitudinal direction (X) of the mast (4), as well as in the vertical direction (Z) of this mast. 10 20. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 19, caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité d'attaches moteur (6a, 6b, 8, 9) constituée des première et seconde attaches moteur avant (6a, 6b) situées de façon symétrique par rapport 15 à un plan défini par l'axe longitudinal (34) de la surface fictive (32) et la direction verticale (Z) de ce mât, d'une troisième attache moteur avant (8) traversée par ce même plan, et d'une attache moteur arrière (9) solidaire de ladite structure rigide (10). 20  20. Mast (4) for an aircraft according to claim 19, characterized in that it comprises a plurality of engine attachments (6a, 6b, 8, 9) consisting of first and second engine attachments front (6a, 6b ) located symmetrically with respect to a plane defined by the longitudinal axis (34) of the imaginary surface (32) and the vertical direction (Z) of this mast, of a third forward engine attachment (8) traversed by this same plane, and a rear engine attachment (9) integral with said rigid structure (10). 20 21. Mât d'accrochage (4) pour aéronef selon la revendication 20, caractérisé en ce que ladite troisième attache avant (8) est conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon une 25 direction transversale (Y) du mât (4), et en ce que ladite attache moteur arrière (9) est conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la direction verticale (Z) de ce mât. 30  21. Aircraft attachment mast (4) according to claim 20, characterized in that said third front attachment (8) is designed to take up only forces acting in a transverse direction (Y) of the mast ( 4), and in that said rear engine attachment (9) is designed to take only forces exerted in the vertical direction (Z) of this mast. 30 22. Ensemble moteur (1) pour aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un mât d'accrochage 2909973 54 (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, ainsi qu'un turboréacteur (2) porté par ledit mât. 5  22. Engine assembly (1) for aircraft characterized in that it comprises a latching mast 2909973 54 (4) according to any one of the preceding claims, and a turbojet engine (2) carried by said mast. 5 23. Aéronef caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble moteur (1) selon la revendication 22, et/ou au moins un mât d'accrochage (4) selon l'une quelconque des revendications 1 à 21. 10  23. Aircraft characterized in that it comprises at least one motor assembly (1) according to claim 22, and / or at least one attachment pylon (4) according to any one of claims 1 to 21. 10