FR2994941A1

FR2994941A1 - Propelling assembly for aircraft, has external aerodynamic fairing part fixed on rigid substructure, and connection unit formed such that part of connection effort of turbomotor with rigid fixing structure passes through structural layer

Info

Publication number: FR2994941A1
Application number: FR1258333A
Authority: FR
Inventors: Wolfgang Brochard; Romain Terral
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-09-06
Filing date: 2012-09-06
Publication date: 2014-03-07
Anticipated expiration: 2032-09-06
Also published as: FR2994941B1

Abstract

The assembly has an external aerodynamic fairing part fixed on a rigid substructure (28) to partly cover the rigid substructure. A structural layer of the aerodynamic fairing part exhibits a concave form along direction of a longitudinal axis (17) of a turbomotor when a cross-section of the structural layer is viewed along a transverse plan (P) that is orthogonal to the longitudinal axis of the turbomotor. A connection unit is formed such that a part of connection effort of the turbomotor with a rigid fixing structure (18) passes through the structural layer.

Description

ENSEMBLE PROPULSIF POUR AÉRONEF COMPRENANT UN CARÉNAGE STRUCTURAL DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des ensembles propulsifs des aéronefs, et concerne plus particulièrement les moyens d'accrochage des turbomoteurs à la structure des aéronefs. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans les aéronefs, en particulier les avions, les turboréacteurs conventionnels ainsi que les turboréacteurs à soufflante(s) non carénée(s), également dénommés « open rotor », sont en général supportés par un mât d'accrochage, également dénommé pylône ou EMS, de l'anglais « Engine Mbunting Structure », comprenant une structure rigide en forme générale de caisson portant des moyens de liaison du turboréacteur à cette structure rigide. Ces moyens de liaison se répartissent habituellement en une attache moteur avant et une attache moteur arrière globalement centrées par rapport à un plan médian de la structure rigide, ainsi que deux bielles de reprise des efforts de poussée disposées de part et d'autre de ce plan médian. Des mâts d'accrochage de ce type sont illustrés sur la figure 1 de la demande internationale de brevet n° W02009/147341 A2 en ce qui concerne le cas de l'accrochage d'un turboréacteur conventionnel sous une aile principale d'avion et sur les figures 1 et 2 de la demande internationale de brevet W02010/031959 Al en ce qui concerne le cas d'un turboréacteur à soufflantes non carénées rapporté sur le côté d'une partie arrière du fuselage d'un avion.The present invention relates to the field of propulsion systems for aircraft, and more particularly relates to the means for attaching turbine engines to the structure of aircraft. BACKGROUND OF THE INVENTION STATE OF THE PRIOR ART In aircraft, in particular airplanes, conventional turbojet engines as well as turbojet engines with non-ducted fan (s), also called "open rotor", are generally supported by an attachment pylon, also called pylon or EMS, of the English "Engine Mbunting Structure", comprising a rigid structure generally box-shaped bearing means for connecting the turbojet engine to this rigid structure. These connecting means are usually divided into a front engine attachment and a rear engine attachment generally centered with respect to a median plane of the rigid structure, and two rods for taking up the thrust forces arranged on either side of this plane. median. Hanging poles of this type are illustrated in FIG. 1 of the international patent application No. WO2009 / 147341 A2 with regard to the case of the attachment of a conventional turbojet engine under a main wing of an airplane and on Figures 1 and 2 of the international patent application WO2010 / 031959 A1 with respect to the case of an unducted fanless turbojet engine attached to the side of a rear part of the fuselage of an aircraft.

Toutefois, ces mâts d'accrochage ne permettent pas une répartition optimale des moyens de liaison des turbomoteurs à la structure rigide de ces mâts. Ces moyens de liaison se concentrent en effet au niveau de l'extrémité distale de la structure rigide, c'est-à-dire son extrémité en regard du turbomoteur. La reprise des efforts par ces moyens de liaison ne peut ainsi pas être optimale. De plus, ce type de configuration limite les possibilités d'intégrer des éléments dissipateurs 15 d'énergie mécanique pour limiter la transmission de vibrations du turbomoteur à la structure de l'aéronef. Ce type de configuration complique également considérablement l'intégration de moyens de commande de l'inclinaison du turbomoteur, notamment 20 vers le haut ou vers le bas. En outre, les attaches moteur sont, en général, disposées au droit de roues aubagées en rotation du turbomoteur. Afin de palier à un éventuel arrachement accidentel d'une ou plusieurs aubes d'une 25 telle roue aubagée, phénomène également dénommé UERF de l'anglais Uncontained Engine Rotor Failure, il est ainsi nécessaire de prévoir une redondance dans ces attaches moteur, en ajoutant des attaches moteur non sollicitées en fonctionnement normal, dites « attaches 30 moteur en attente », et/ou en permettant, en cas de défaillance d'une ou plusieurs attaches moteur, que les autres attaches moteur soient capables de reprendre seules l'ensemble des efforts de support du turbomoteur. Par ailleurs, les attaches moteur disposées au niveau de l'extrémité distale de la structure rigide requièrent que l'accrochage et le décrochage du turbomoteur s'effectuent au moyen d'une translation du turbomoteur sensiblement selon une direction comprise dans un plan médian de la structure rigide.However, these attachment masts do not allow an optimal distribution of the connecting means of the turbine engines to the rigid structure of these masts. These connecting means are indeed concentrated at the distal end of the rigid structure, that is to say its end facing the turbine engine. The recovery of efforts by these means of connection can not be optimal. In addition, this type of configuration limits the possibilities of integrating mechanical energy dissipating elements to limit the transmission of vibrations from the turbine engine to the structure of the aircraft. This type of configuration also considerably complicates the integration of means for controlling the inclination of the turbine engine, in particular upwards or downwards. In addition, the engine fasteners are, in general, arranged to the right of bladed wheels in rotation of the turbine engine. In order to overcome any accidental tearing of one or more blades of such a bladed wheel, a phenomenon also called UERF of the English Uncontained Engine Rotor Failure, it is thus necessary to provide redundancy in these engine fasteners, by adding unsolicited engine fasteners in normal operation, known as "engine attachments pending", and / or by allowing, in the event of failure of one or more engine attachments, that the other engine attachments are capable of taking up all of the support efforts of the turbine engine. Moreover, the engine fasteners disposed at the distal end of the rigid structure require that the attachment and detachment of the turbine engine is effected by means of a translation of the turbine engine substantially in a direction included in a median plane of the engine. rigid structure.

Dans le cas d'un turbomoteur rapporté sur le côté du fuselage d'un avion, ce plan médian de la structure rigide est incliné par rapport à la direction verticale, de sorte qu'une procédure complète de montage ou de démontage d'un tel turbomoteur comprend au moins deux translations successives, une translation selon la direction verticale et une translation selon une direction du plan médian de la structure rigide. Il est ainsi souhaitable de pouvoir simplifier les procédures de montage et de démontage des turbomoteurs. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces 25 problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les inconvénients précités. L'invention propose à cet effet un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant un turbomoteur, un carénage aérodynamique externe entourant au moins une 30 partie -et de préférence l'ensemble- de ce turbomoteur, ainsi qu'un dispositif d'accrochage du turbomoteur comprenant une structure rigide d'accrochage qui présente une extrémité proximale destinée à être raccordée à une structure d'aéronef et une extrémité distale agencée en regard du turbomoteur, ladite structure rigide d'accrochage portant des moyens de liaison qui la relient au turbomoteur. Selon l'invention : - lesdits moyens de liaison comprennent une sous-structure rigide entourant au moins une partie 10 dudit turbomoteur et reliée à ladite structure rigide d'accrochage ; ledit carénage aérodynamique externe comprend au moins une peau structurale reliée à ladite structure rigide d'accrochage, et fixée sur ladite 15 sous-structure rigide de manière à recouvrir au moins en partie cette sous-structure rigide ; - lorsque ladite peau structurale du carénage aérodynamique externe est vue en coupe selon un plan transversal orthogonal à un axe longitudinal 20 dudit turbomoteur, ladite peau structurale présente une forme concave en direction dudit axe longitudinal ; lesdits moyens de liaison sont conformés de sorte qu'une partie des efforts de liaison du turbomoteur à ladite structure rigide d'accrochage 25 passe par ladite peau structurale dudit carénage aérodynamique externe. La liaison de la peau structurale du carénage aérodynamique externe à la structure rigide d'accrochage peut être une liaison directe, auquel cas 30 ladite peau structurale est directement fixée sur la structure rigide d'accrochage, ou une liaison indirecte par l'intermédiaire d'autres éléments, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Par « carénage aérodynamique externe », il faut comprendre un carénage baigné par le vent relatif circulant à l'extérieur de l'ensemble propulsif. Par « moyens de liaison » reliant le turbomoteur à la structure rigide d'accrochage, il faut comprendre des moyens capables de transmettre à la structure rigide d'accrochage les efforts résultant du support du turbomoteur ainsi que les efforts résultant de la poussée générée par le turbomoteur. La structure d'aéronef concernée peut être notamment le fuselage ou une aile de l'aéronef. De plus, dans l'ensemble de la présente description, le caractère « proximal » ou « distal » d'un élément traduit respectivement la proximité ou l'éloignement de cet élément par rapport à l'extrémité de la structure rigide d'accrochage destinée à être raccordée à une structure d'aéronef. Ainsi, lorsque l'ensemble propulsif équipe un aéronef, le caractère « proximal » ou « distal » traduit respectivement la proximité ou l'éloignement de l'élément par rapport à ladite structure d'aéronef. La direction longitudinale du turbomoteur 25 ou de l'ensemble propulsif est définie comme étant la direction de l'axe longitudinal précité de ce turbomoteur. L'invention permet une répartition optimale des efforts de liaison du turbomoteur à la structure 30 rigide d'accrochage précitée, en faisant transiter une partie de ces efforts dans la peau structurale du carénage aérodynamique externe. L'invention rend en outre possible un allègement d'éléments structurels du dispositif d'accrochage précité, notamment en ce qui concerne la sous-structure rigide, du fait qu'une partie des efforts de liaison du turbomoteur à la structure rigide d'accrochage passe par la peau structurale du carénage aérodynamique externe.In the case of a turbine engine attached to the side of the fuselage of an airplane, this median plane of the rigid structure is inclined relative to the vertical direction, so that a complete procedure for mounting or dismounting such a turbine engine comprises at least two successive translations, a translation in the vertical direction and a translation along a direction of the median plane of the rigid structure. It is thus desirable to be able to simplify the assembly and disassembly procedures of the turboshaft engines. DISCLOSURE OF THE INVENTION The object of the invention is in particular to provide a simple, economical and effective solution to these problems, making it possible to avoid at least in part the aforementioned drawbacks. To this end, the invention proposes a propulsion unit for an aircraft, comprising a turbine engine, an external aerodynamic fairing surrounding at least one part and preferably all of this turbine engine, and a device for attaching the turbine engine comprising a rigid attachment structure which has a proximal end intended to be connected to an aircraft structure and a distal end arranged facing the turbine engine, said rigid attachment structure carrying connecting means which connect it to the turbine engine. According to the invention: - said connecting means comprise a rigid substructure surrounding at least a portion 10 of said turbine engine and connected to said rigid attachment structure; said external aerodynamic fairing comprises at least one structural skin connected to said rigid attachment structure, and fixed on said rigid substructure so as to cover at least part of this rigid substructure; when said structural skin of the external aerodynamic fairing is seen in section along a transverse plane orthogonal to a longitudinal axis of said turbine engine, said structural skin has a concave shape in the direction of said longitudinal axis; said connecting means are shaped so that a part of the forces of connection of the turbine engine to said rigid attachment structure 25 passes through said structural skin of said outer aerodynamic fairing. The bonding of the structural skin of the outer aerodynamic fairing to the rigid attachment structure may be a direct connection, in which case said structural skin is directly attached to the rigid attachment structure, or an indirect connection via other elements, as will become clearer in the following. By "external aerodynamic fairing", it is necessary to understand a fairing bathed by the relative wind circulating outside the propulsion unit. By "connecting means" connecting the turbine engine to the rigid attachment structure, it is necessary to understand means capable of transmitting to the rigid attachment structure the forces resulting from the support of the turbine engine and the forces resulting from the thrust generated by the turbine engine. The aircraft structure concerned may be in particular the fuselage or a wing of the aircraft. In addition, throughout the present description, the "proximal" or "distal" character of an element respectively reflects the proximity or distance of this element from the end of the rigid attachment structure intended to be connected to an aircraft structure. Thus, when the propulsion unit equips an aircraft, the "proximal" or "distal" character respectively reflects the proximity or distance of the element relative to said aircraft structure. The longitudinal direction of the turbine engine 25 or the propulsion unit is defined as being the direction of the aforementioned longitudinal axis of this turbine engine. The invention allows an optimal distribution of the connecting forces of the turbine engine to the aforementioned rigid attachment structure, by passing some of these forces in the structural skin of the external aerodynamic fairing. The invention also makes it possible to lighten the structural elements of the aforementioned fastening device, in particular with regard to the rigid substructure, because part of the binding forces of the turbine engine to the rigid structure of attachment. passes through the structural skin of the external aerodynamic fairing.

De plus, la peau structurale du carénage aérodynamique externe offre une surface étendue sur laquelle peuvent être disposés des attaches moteur et/ou des éléments dissipateurs d'énergie mécanique, également dénommés amortisseurs, destinés à relier le turbomoteur à la structure rigide d'accrochage. Ces attaches moteur et/ou éléments dissipateurs d'énergie mécanique peuvent ainsi être répartis d'une manière optimale par rapport au turbomoteur. Il est à noter que la peau structurale du carénage aérodynamique externe peut être réalisée d'un seul tenant ou être formée d'un assemblage de plusieurs panneaux adjacents. De plus, cette peau structurale du carénage aérodynamique externe est de préférence réalisée en un matériau composite comportant des fibres de renfort noyées dans une résine durcie. En variante, cette peau structurale du carénage aérodynamique externe peut être réalisée en un matériau métallique. Par ailleurs, lorsque la peau structurale 30 du carénage aérodynamique externe est vue en coupe selon un plan transversal, cette peau structurale présente avantageusement une étendue circonférentielle supérieure à 90 degrés, de préférence supérieure à 120 degrés, et encore préférentiellement supérieure à 180 degrés, autour de l'axe longitudinal du turbomoteur, et cette peau structurale présente avantageusement une étendue circonférentielle inférieure à 230 degrés. Une telle étendue circonférentielle permet une transmission efficace d'efforts par la peau structurale du carénage aérodynamique externe tout en offrant des facilités en termes d'accrochage et de dépose du turbomoteur, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Le carénage aérodynamique externe comprend en outre avantageusement un capot de fermeture articulé sur une extrémité circonférentielle de la peau structurale de ce carénage aérodynamique externe. Ledit capot peut être conçu pour participer également à la transmission d'efforts de liaison du turbomoteur à la structure rigide d'accrochage, lorsque ce capot est dans une position de fermeture. Par ailleurs, la peau structurale du carénage aérodynamique externe, et lesdits moyens de liaison reliant le turbomoteur à la structure rigide d'accrochage, sont de préférence intégralement compris dans une région de l'espace telle que : - ladite région de l'espace est délimitée par deux demi-plans ; - chacun de ces deux demi-plans est délimité par ledit axe longitudinal ; ces deux demi-plans s'étendent symétriquement de part et d'autre d'un plan longitudinal incluant ledit axe longitudinal ; chacun desdits demi-plans forme un 5 angle inférieur à 120 degrés avec ledit plan longitudinal ; - ledit plan longitudinal est destiné à s'étendre verticalement et ladite région de l'espace est destinée à s'étendre au-dessus desdits demi-plans, 10 lorsque ledit ensemble propulsif équipe un aéronef stationné au sol. La peau structurale du carénage aérodynamique externe et lesdits moyens de liaison autorisent ainsi un déplacement du turbomoteur en 15 translation verticalement depuis ou vers sa position de fonctionnement, respectivement lors de la dépose ou en vue de l'installation de ce turbomoteur dans sa position de service, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. 20 Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, la structure rigide d'accrochage s'étend latéralement par rapport au turbomoteur de sorte que l'extrémité proximale de cette structure rigide d'accrochage puisse être rapportée latéralement sur une 25 structure d'aéronef. L'ensemble propulsif peut ainsi être rapporté latéralement sur un fuselage d'aéronef, notamment sur une partie arrière d'un tel fuselage. Le mode de fixation de la structure rigide 30 d'accrochage sur la structure d'aéronef n'est pas l'objet de l'invention. Il peut s'agir d'un mode de fixation conventionnel, par exemple par fixation de l'extrémité proximale de la structure rigide d'accrochage sur une structure de caisson disposée au sein du fuselage, ou en variante, par liaison directe, au sein du fuselage, de l'extrémité proximale de la structure rigide d'accrochage à une extrémité proximale d'une structure rigide d'accrochage d'un autre ensemble propulsif disposé de l'autre côté du fuselage, comme illustré sur la figure 2 de la demande internationale de brevet n° W02010/031959 Al citée ci-dessus. En variante, l'ensemble propulsif peut être configuré pour un accrochage sous la voilure d'un aéronef, ou pour encore un autre mode d'accrochage, sans sortir du cadre de la présente invention.In addition, the structural skin of the external aerodynamic fairing provides an extended surface on which can be arranged motor fasteners and / or mechanical energy dissipating elements, also called dampers, intended to connect the turbine engine to the rigid structure of attachment. These engine fasteners and / or mechanical energy dissipating elements can thus be distributed optimally with respect to the turbine engine. It should be noted that the structural skin of the external aerodynamic fairing can be made in one piece or be formed of an assembly of several adjacent panels. In addition, this structural skin of the external aerodynamic fairing is preferably made of a composite material comprising reinforcing fibers embedded in a cured resin. As a variant, this structural skin of the external aerodynamic fairing may be made of a metallic material. Furthermore, when the structural skin 30 of the external aerodynamic fairing is seen in section along a transverse plane, this structural skin advantageously has a circumferential extent greater than 90 degrees, preferably greater than 120 degrees, and even more preferably greater than 180 degrees, around of the longitudinal axis of the turbine engine, and this structural skin advantageously has a circumferential extent less than 230 degrees. Such a circumferential extent allows effective transmission of forces by the structural skin of the outer aerodynamic fairing while providing facilities in terms of attachment and removal of the turbine engine, as will become more clearly apparent in the following. The outer aerodynamic fairing further advantageously comprises a closure cap articulated on a circumferential end of the structural skin of this external aerodynamic fairing. Said hood may be designed to participate also in the transmission of connecting forces of the turbine engine to the rigid structure of attachment, when the hood is in a closed position. Furthermore, the structural skin of the outer aerodynamic fairing, and said connecting means connecting the turbine engine to the rigid attachment structure, are preferably integrally included in a region of space such that: said region of the space is bounded by two half-planes; each of these two half-planes is delimited by said longitudinal axis; these two half-planes extend symmetrically on either side of a longitudinal plane including said longitudinal axis; each of said half-planes forms an angle less than 120 degrees with said longitudinal plane; said longitudinal plane is intended to extend vertically and said region of the space is intended to extend above said half-planes, when said propulsion unit equips an aircraft parked on the ground. The structural skin of the outer aerodynamic fairing and the said connecting means thus allow the turbine engine to move in translation vertically from or to its operating position, respectively during the removal or for the installation of this turbine engine in its service position. as will become clearer in the following. In a preferred embodiment of the invention, the rigid attachment structure extends laterally with respect to the turbine engine so that the proximal end of this rigid attachment structure can be laterally attached to a structural structure. aircraft. The propulsion unit can thus be attached laterally to an aircraft fuselage, in particular to a rear part of such a fuselage. The method of fixing the rigid structure 30 of attachment to the aircraft structure is not the subject of the invention. This may be a conventional method of attachment, for example by fixing the proximal end of the rigid attachment structure to a box structure disposed within the fuselage, or alternatively, by direct connection, within of the fuselage, the proximal end of the rigid attachment structure at a proximal end of a rigid structure of attachment of another propulsion unit disposed on the other side of the fuselage, as shown in Figure 2 of the International Patent Application No. WO2010 / 031959 A1 cited above. In a variant, the propulsion unit may be configured for attachment under the wings of an aircraft, or for another mode of attachment, without departing from the scope of the present invention.

Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'ensemble propulsif comprend une peau aérodynamique supérieure qui recouvre au moins en partie ladite structure rigide d'accrochage et qui est raccordée à une partie d'extrémité proximale de la peau structurale du carénage aérodynamique externe. La peau aérodynamique supérieure est avantageusement réalisée d'un seul tenant avec la peau structurale du carénage aérodynamique externe. En variante, la peau aérodynamique supérieure peut être fixée sur la peau structurale du carénage aérodynamique externe, de préférence par éclissage. Dans les deux cas, le dispositif d'accrochage est de préférence conçu de sorte qu'une 30 partie des efforts de liaison du turbomoteur à ladite structure rigide d'accrochage passe par ladite peau aérodynamique supérieure, cette dernière étant conçue pour être capable de transmettre cette partie des efforts de liaison du turbomoteur à la structure rigide d'accrochage.In the preferred embodiment of the invention, the propulsion unit comprises an upper aerodynamic skin which covers at least in part said rigid attachment structure and which is connected to a proximal end portion of the structural skin of the aerodynamic fairing. external. The upper aerodynamic skin is advantageously made in one piece with the structural skin of the external aerodynamic fairing. Alternatively, the upper aerodynamic skin can be attached to the structural skin of the external aerodynamic fairing, preferably by splinting. In both cases, the attachment device is preferably designed so that a part of the forces of connection of the turbine engine to said rigid attachment structure passes through said upper aerodynamic skin, the latter being designed to be able to transmit this part of the connection forces of the turbine engine to the rigid structure of attachment.

La peau aérodynamique supérieure contribue ainsi à la transmission des efforts de liaison du turbomoteur à la structure rigide d'accrochage, et permet de ce fait de réduire davantage la masse des moyens de liaison précités. La peau aérodynamique supérieure permet en outre dans ce cas de contribuer à la rigidité de la structure rigide d'accrochage, ce qui peut rendre possible un allègement de cette structure rigide d'accrochage. Par ailleurs, la structure rigide d'accrochage est avantageusement formée d'un assemblage de longerons et de nervures formant une structure de caisson. En variante, cette structure rigide d'accrochage peut comprendre une structure alvéolaire de type en nids d'abeilles, également dénommée NIDA, ou encore être formée d'une mousse solide. Dans un mode de réalisation de l'invention, la peau aérodynamique supérieure est réalisée d'un seul tenant avec la peau structurale du carénage aérodynamique externe, et ladite partie d'extrémité proximale de la peau structurale du carénage aérodynamique externe présente des échancrures au travers desquelles passent respectivement des portions d'extrémité respectives de longerons de la structure rigide d'accrochage, ces échancrures étant séparées par des parties en saillie fixées sur une peau aérodynamique inférieure, cette dernière étant elle-même fixée sur un côté inférieur de la structure rigide d'accrochage. La fixation des parties en saillie sur la 5 peau aérodynamique inférieure est de préférence réalisée par éclissage. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la peau structurale du carénage aérodynamique externe comporte au moins une ouverture 10 de visite munie d'un capot pour l'accès au turbomoteur. Par ailleurs, lesdits moyens de liaison comportent avantageusement au moins une chape destinée à l'accrochage d'une attache moteur et fixée sur la sous-structure rigide par des moyens de fixation 15 démontables, tels que des boulons. Une telle chape peut être aisément attachée à la sous-structure rigide lors de la liaison du turbomoteur au dispositif d'accrochage ou à l'inverse, détachée de cette sous-structure rigide lors de la 20 dépose de ce turbomoteur. Ces opérations peuvent ainsi être réalisées sans qu'il soit nécessaire de monter ou démonter l'axe reliant l'attache moteur concernée à la chape précitée. De plus, l'ensemble propulsif comprend 25 avantageusement au moins un panneau de renfort disposé entre le turbomoteur et ladite sous-structure rigide et fixé sur cette dernière. Ce panneau de renfort présente de préférence une extrémité circonférentielle proximale 30 raccordée à l'extrémité distale de la structure rigide d'accrochage, et une extrémité circonférentielle distale faisant avec son extrémité circonférentielle proximale un angle compris entre 70 degrés et 110 degrés autour de l'axe longitudinal du turbomoteur. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, pour chaque ouverture de visite de ladite peau structurale du carénage aérodynamique externe agencée en regard dudit panneau de renfort, ce dernier comporte une ouverture de visite correspondante agencée en regard de ladite ouverture de visite de la peau structurale du carénage aérodynamique, de manière à permettre un accès au turbomoteur. L'invention concerne également un aéronef, tel qu'un avion, comprenant au moins un ensemble propulsif du type décrit ci-dessus.The upper aerodynamic skin thus contributes to the transmission of the connecting forces of the turbine engine to the rigid attachment structure, and thereby further reduces the mass of the aforementioned connecting means. The upper aerodynamic skin also makes it possible in this case to contribute to the rigidity of the rigid attachment structure, which may make it possible to lighten this rigid attachment structure. Furthermore, the rigid attachment structure is advantageously formed of an assembly of longitudinal members and ribs forming a box structure. Alternatively, this rigid attachment structure may comprise a honeycomb-like cellular structure, also called NIDA, or be formed of a solid foam. In one embodiment of the invention, the upper aerodynamic skin is integrally formed with the structural skin of the outer aerodynamic fairing, and said proximal end portion of the structural skin of the outer aerodynamic fairing has indentations therethrough. of which respective end portions of longitudinal members of the rigid attachment structure pass respectively, these notches being separated by projecting parts fixed on a lower aerodynamic skin, the latter being itself fixed on a lower side of the rigid structure hooking. Fixing the protruding parts on the lower aerodynamic skin is preferably made by splicing. In the preferred embodiment of the invention, the structural skin of the external aerodynamic fairing comprises at least one inspection opening 10 provided with a cover for access to the turbine engine. Furthermore, said connecting means advantageously comprise at least one yoke intended for the attachment of an engine attachment and fixed on the rigid substructure by removable fastening means, such as bolts. Such a clevis can easily be attached to the rigid substructure when the turbine engine is connected to the coupling device or, conversely, detached from this rigid substructure when this turbine engine is removed. These operations can thus be performed without it being necessary to assemble or disassemble the axis connecting the motor attachment concerned to the aforementioned screed. In addition, the propulsion unit advantageously comprises at least one reinforcement panel disposed between the turbine engine and said rigid substructure and fixed thereto. This reinforcing panel preferably has a proximal circumferential end connected to the distal end of the rigid attachment structure, and a distal circumferential end forming with its proximal circumferential end an angle of between 70 degrees and 110 degrees around the longitudinal axis of the turbine engine. In the preferred embodiment of the invention, for each access opening of said structural skin of the external aerodynamic fairing arranged next to said reinforcement panel, the latter comprises a corresponding inspection opening arranged opposite said inspection opening of the structural skin of the aerodynamic fairing, so as to allow access to the turbine engine. The invention also relates to an aircraft, such as an airplane, comprising at least one propulsion unit of the type described above.

L'invention concerne enfin un procédé d'accrochage ou de dépose d'un turbomoteur d'un ensemble propulsif d'un aéronef du type décrit ci-dessus, comprenant un déplacement du turbomoteur, entre une position de service dans laquelle le turbomoteur est accroché au dispositif d'accrochage dudit ensemble propulsif, et une position « déposé » dans laquelle le turbomoteur est posé au sol. Selon l'invention, ledit déplacement est une translation selon la direction verticale.The invention finally relates to a method for attaching or removing a turbine engine of a propulsion unit of an aircraft of the type described above, comprising a displacement of the turbine engine, between a service position in which the turbine engine is hung. to the attachment device of said propulsion unit, and a "deposited" position in which the turbine engine is placed on the ground. According to the invention, said displacement is a translation in the vertical direction.

La dépose du turbomoteur depuis sa position de service, et à l'inverse, sa liaison au dispositif d'accrochage à partir du sol, peuvent ainsi être opérées moyennant un simple déplacement du turbomoteur en translation selon la direction verticale.30 BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en coupe transversale d'une partie arrière d'un aéronef équipé de deux ensembles propulsifs selon un mode de réalisation préféré de l'invention, ces ensembles propulsifs étant rapportés latéralement sur le fuselage de l'aéronef ; la figure 2a est une vue schématique plongeante en perspective de l'un des ensembles propulsifs de l'aéronef de la figure 1, cet ensemble propulsif comprenant un turbomoteur, un dispositif d'accrochage de ce turbomoteur, ainsi qu'un carénage aérodynamique externe ; la figure 2b est une vue schématique en 20 perspective, et en contre-plongée, de l'ensemble propulsif de la figure 2a ; la figure 3 est une vue schématique plongeante en perspective d'une structure rigide d'accrochage et d'une sous-structure rigide qui 25 appartiennent au dispositif d'accrochage de l'ensemble propulsif de la figure 2a ; la figure 4a est une vue schématique en coupe transversale selon le plan P de la figure 3, d'un arceau avant appartenant à la sous-structure rigide de 30 la figure 3 ; la figure 4b est une vue schématique en perspective d'un arceau additionnel appartenant à la sous-structure rigide de la figure 3 ; la figure 5 est une vue schématique 5 partielle en perspective, et en contre-plongée, du dispositif d'accrochage de l'ensemble propulsif de la figure 2a, revêtu d'une peau structurale du carénage aérodynamique externe de cet ensemble propulsif ; - la figure 6 est une vue schématique 10 partielle de dessus du dispositif d'accrochage de l'ensemble propulsif de la figure 2a, revêtu de la peau structurale dudit carénage aérodynamique externe ; - les figures 7 et 8 sont des vues schématiques partielles en perspective de l'ensemble 15 propulsif de la figure 2a vu depuis l'avant de l'aéronef ; les figures 9 et 10 sont des vues schématiques partielles en perspective et à plus grande échelle de l'ensemble propulsif de la figure 2a, 20 illustrant respectivement une attache moteur supérieure avant de reprise des efforts verticaux et une attache moteur latérale de reprise des efforts transversaux ; la figure 11 est une vue schématique partielle depuis l'arrière de l'aéronef, de l'ensemble 25 propulsif de la figure 2a ; - la figure 12 est une vue schématique partielle à plus grande échelle du détail XII de la figure 11, illustrant une attache moteur latérale arrière de reprise des efforts verticaux ; 30 - la figure 13 est une vue schématique partielle depuis l'avant de l'aéronef, de l'ensemble propulsif de la figure 2a, illustrant un procédé de dépose du turbomoteur de cet ensemble propulsif ; - la figure 14 est une vue schématique partielle en perspective d'un ensemble propulsif selon un autre mode de réalisation de l'invention, vu depuis l'avant de l'aéronef, illustrant plus particulièrement une attache moteur supérieure avant de cet ensemble propulsif ; la figure 15 est une vue schématique 10 partielle en coupe transversale d'un ensemble propulsif selon un autre mode de réalisation de l'invention ; la figure 15a est une vue à plus grande échelle et en coupe longitudinale selon le plan A-A de la figure 15, d'une attache moteur latérale de 15 l'ensemble propulsif de cette figure 15 ; - la figure 16 est une vue schématique partielle en perspective d'une attache moteur supérieure arrière de l'ensemble propulsif de la figure 15 ; 20 la figure 17 est une vue schématique partielle en coupe transversale d'un ensemble propulsif selon un autre mode de réalisation de l'invention, illustrant la zone de raccordement de la sous-structure rigide à la structure rigide d'accrochage du dispositif 25 d'accrochage de cet ensemble propulsif ; - la figure 18 est une vue semblable à la figure 17, illustrant une variante de réalisation de l'ensemble propulsif ; - la figure 19 est une vue semblable à la 30 figure 17 de l'ensemble propulsif de cette figure 17 vu selon un plan de coupe décalé longitudinalement par rapport au plan de la figure 17. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS La figure 1 illustre très schématiquement une partie arrière d'un aéronef 8, tel qu'un avion, vue 10 en coupe transversale, comprenant deux ensembles propulsifs 10 rapportés latéralement sur le fuselage 11 de l'aéronef. Ces ensembles propulsifs 10 sont ainsi agencés en arrière d'ailes principales de l'aéronef (non visibles sur la figure 1). 15 Chaque ensemble propulsif 10 comporte globalement un turbomoteur 12 (figure 2b), un dispositif 14 d'accrochage du turbomoteur à une structure d'aéronef (figures 2a et 2b), ainsi qu'un carénage aérodynamique externe 16 destiné à guider le 20 flux d'air extérieur, également dénommé vent relatif, autour du turbomoteur 12. Dans l'exemple illustré, le turbomoteur 12 est un turboréacteur à hélices contrarotatives non carénées situées dans une partie arrière du 25 turboréacteur, ces hélices n'étant pas représentées sur les figures. Ce type de turboréacteur est couramment dénommé « open rotor pusher ». Dans toute la description qui suit, par convention, on appelle X la direction longitudinale du 30 turbomoteur 12 et plus généralement de l'ensemble propulsif 10 et de l'aéronef 8, cette direction longitudinale X étant parallèle à un axe longitudinal 17 du turbomoteur 12. D'autre part, on appelle Z la direction de la hauteur, qui correspond à la direction verticale lorsque l'aéronef 8 est stationné au sol ou est dans une position de roulis nul en vol, et on appelle Y la direction transversale de l'ensemble propulsif 10. Les trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles. Par ailleurs, les termes « avant » et 10 « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef 8, représentée schématiquement par la flèche F. De plus, les termes « distal » et « proximal » traduisent respectivement le fait qu'un 15 élément est éloigné ou proche du fuselage de l'aéronef. Le dispositif d'accrochage 14 comporte une structure rigide d'accrochage 18, ainsi qu'un carénage de bord d'attaque 20 et un carénage de bord de fuite 22 qui sont respectivement rapportés sur des extrémités 20 avant et arrière de la structure rigide d'accrochage 18. La structure rigide d'accrochage 18 présente une extrémité proximale 24 destinée à être raccordée latéralement au fuselage 11 de l'aéronef 8, 25 et une extrémité distale 26 opposée qui s'étend en regard du turbomoteur 12. Le dispositif d'accrochage 14 comporte en outre une sous-structure rigide 28 raccordée à l'extrémité distale 26 de la structure rigide 30 d'accrochage 18.The removal of the turbine engine from its operating position, and conversely, its connection to the attachment device from the ground, can thus be operated by simply moving the turbine engine in translation in the vertical direction. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood, and other details, advantages and characteristics thereof will appear on reading the following description given by way of non-limiting example and with reference to the appended drawings, in which: FIG. a schematic cross-sectional view of a rear portion of an aircraft equipped with two propulsion units according to a preferred embodiment of the invention, these propulsion units being reported laterally on the fuselage of the aircraft; FIG. 2a is a schematic perspective plunging view of one of the propulsion units of the aircraft of FIG. 1, this propulsion unit comprising a turbine engine, an attachment device for this turbine engine, and an external aerodynamic fairing; Figure 2b is a diagrammatic perspective view, and against the dive, of the propulsion unit of Figure 2a; Figure 3 is a diagrammatic perspective view of a rigid attachment structure and a rigid substructure which belong to the attachment device of the propulsion unit of Figure 2a; Figure 4a is a schematic cross-sectional view along the plane P of Figure 3 of a front bow belonging to the rigid substructure of Figure 3; Figure 4b is a schematic perspective view of an additional hoop belonging to the rigid substructure of Figure 3; Figure 5 is a partial schematic perspective view, and downwardly, of the attachment device of the propulsion unit of Figure 2a, coated with a structural skin external aerodynamic fairing of the propulsion unit; FIG. 6 is a partial schematic view from above of the attachment device of the propulsion unit of FIG. 2a, coated with the structural skin of said external aerodynamic fairing; FIGS. 7 and 8 are partial schematic perspective views of the propulsion assembly of FIG. 2a seen from the front of the aircraft; FIGS. 9 and 10 are partial diagrammatic views in perspective and on a larger scale of the propulsion unit of FIG. 2a, respectively illustrating an upper engine attachment before taking up vertical forces and a lateral engine fastening for taking up transverse forces. ; Figure 11 is a partial diagrammatic view from the rear of the aircraft of the propulsion assembly of Figure 2a; - Figure 12 is a partial schematic view on a larger scale of the detail XII of Figure 11, illustrating a rear lateral engine attachment of recovery of vertical forces; FIG. 13 is a partial diagrammatic view from the front of the aircraft of the propulsion unit of FIG. 2a, illustrating a method of removing the turbine engine from this propulsion unit; - Figure 14 is a partial schematic perspective view of a propulsion unit according to another embodiment of the invention, seen from the front of the aircraft, illustrating more particularly an upper engine attachment front of the propulsion unit; Figure 15 is a partial schematic cross-sectional view of a propulsion assembly according to another embodiment of the invention; FIG. 15a is an enlarged view in longitudinal section along the plane A-A of FIG. 15 of a lateral engine attachment of the propulsion unit of this FIG. 15; - Figure 16 is a partial schematic perspective view of a rear upper engine attachment of the propulsion unit of Figure 15; FIG. 17 is a partial diagrammatic cross-sectional view of a propulsion assembly according to another embodiment of the invention, illustrating the connection zone of the rigid substructure with the rigid structure of attachment of the device 25; attachment of this propulsion unit; - Figure 18 is a view similar to Figure 17, illustrating an alternative embodiment of the propulsion system; FIG. 19 is a view similar to FIG. 17 of the propulsion unit of this FIG. 17 viewed along a plane of section offset longitudinally with respect to the plane of FIG. 17. In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS FIG. 1 very schematically illustrates a rear portion of an aircraft 8, such as an aircraft, seen in cross-section, comprising two propulsion assemblies 10 reported laterally on the fuselage 11 of the aircraft. These propulsion units 10 are thus arranged behind the main wings of the aircraft (not visible in Figure 1). Each propulsion assembly 10 generally comprises a turbine engine 12 (FIG. 2b), a device 14 for attaching the turbine engine to an aircraft structure (FIGS. 2a and 2b), and an external aerodynamic fairing 16 for guiding the flow. of outside air, also called relative wind, around the turbine engine 12. In the illustrated example, the turbine engine 12 is a turbofan engine with unsheathed contra-rotating propellers located in a rear part of the turbojet engine, these propellers not being represented on the engines. FIGS. This type of turbojet is commonly called "open rotor pusher". Throughout the following description, by convention, X is the longitudinal direction of the turbine engine 12 and more generally of the propulsion unit 10 and the aircraft 8, this longitudinal direction X being parallel to a longitudinal axis 17 of the turbine engine 12 On the other hand, Z is the direction of the height, which corresponds to the vertical direction when the aircraft 8 is parked on the ground or is in a zero roll position in flight, and Y is referred to as the transverse direction of the aircraft. propulsion assembly 10. The three directions X, Y and Z are orthogonal to each other. Furthermore, the terms "forward" and "backward" are to be considered with respect to a direction of advancement of the aircraft 8, represented schematically by the arrow F. In addition, the terms "distal" and "proximal" translate respectively the fact that an element is distant or close to the fuselage of the aircraft. The hooking device 14 comprises a rigid attachment structure 18, as well as a leading edge fairing 20 and a trailing edge fairing 22 which are respectively attached to the front and rear ends of the rigid structure. 18. The rigid attachment structure 18 has a proximal end 24 intended to be connected laterally to the fuselage 11 of the aircraft 8, 25 and an opposite distal end 26 which extends opposite the turbine engine 12. hooking 14 further comprises a rigid substructure 28 connected to the distal end 26 of the rigid structure 30 of attachment 18.

La structure rigide d'accrochage 18 comporte (figure 4) un longeron avant 52, un longeron médian 54, et un longeron arrière 56, ainsi que trois nervures internes 58 et une nervure de fermeture 60. La structure rigide d'accrochage 18 prend ainsi la forme d'un caisson. D'une manière connue en soi, chacun des longerons précités a, par exemple, la forme d'une poutre à section en I, et comporte ainsi une âme 61a s'étendant sensiblement selon un plan orthogonal à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, une semelle inférieure 61b et une semelle supérieure 61c raccordées respectivement à des bords inférieur et supérieur de l'âme 61a et s'étendant sensiblement selon des plans parallèles à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur et orthogonaux à l'âme 61a. La sous-structure rigide 28 comporte deux arceaux sensiblement identiques, à savoir un arceau avant 62 et un arceau arrière 64. Ces deux arceaux présentent des extrémités proximales 66a respectives raccordées à des extrémités distales 68 respectives des longerons avant 52 et arrière 56 précités, ainsi que des extrémités distales 66b respectives opposées. Ces deux arceaux 62 et 64 sont des éléments incurvés qui présentent chacun une concavité orientée vers l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, comme visible à la figure 4a. L'arceau avant 62 se poursuit au-delà d'un plan longitudinal V (figures 3, 4a) incluant l'axe 30 longitudinal 17 et destiné à s'étendre verticalement lorsque l'aéronef 8 est stationné au sol. L'étendue circonférentielle de l'arceau avant 62 est quantifiée au moyen d'un angle 01 formé par deux demi-droites Dl et D2 qui s'étendent chacune à partir de l'axe longitudinal 17. La première demi-droite Dl passe par 5 l'extrémité distale 66b de l'arceau avant 62, tandis que la deuxième demi-droite D2 est comprise dans le plan longitudinal V et intercepte l'arceau avant 62. L'angle 01 du secteur angulaire délimité par les deux demi-droites Dl et D2 est sensiblement 10 égal à 100 degrés. De préférence, cet angle 01 est compris entre 45 degrés et 120 degrés. Selon une variante, l'étendue circonférentielle de l'arceau avant 62 est quantifiée en considérant qu'un bord radialement interne de 15 l'arceau, vu en coupe selon le plan transversal P de la figure 3, s'étend en direction de l'extrémité distale 66b de l'arceau à partir d'un bord supérieur 70 de la nervure de fermeture 60 de la structure rigide d'accrochage 18. Le bord radialement interne ainsi 20 défini de l'arceau avant 62 présente une étendue circonférentielle égale à 200 degrés environ autour de l'axe longitudinal 17 du turbomoteur. Les propriétés décrites ci-dessus en ce qui concerne l'arceau avant 62 sont bien entendu valables 25 pour l'arceau arrière 64. La sous-structure rigide 28 comporte en outre une poutre longitudinale 72 (figure 3) centrée par rapport au plan longitudinal V. Cette poutre longitudinale 72 est encastrée dans une portion médiane 30 de chacun des arceaux avant 62 et arrière 64.The rigid attachment structure 18 comprises (FIG. 4) a front spar 52, a median spar 54, and a rear spar 56, as well as three internal ribs 58 and a closing rib 60. The rigid attachment structure 18 thus takes the shape of a box. In a manner known per se, each of the aforementioned longitudinal members has, for example, the form of a beam with I-section, and thus comprises a core 61a extending substantially in a plane orthogonal to the longitudinal axis 17 of the turbine engine , a lower sole 61b and an upper sole 61c respectively connected to the lower and upper edges of the core 61a and extending substantially in planes parallel to the longitudinal axis 17 of the turbine engine and orthogonal to the core 61a. The rigid substructure 28 comprises two substantially identical arches, namely a front bow 62 and a rear bow 64. These two arches have respective proximal ends 66a connected to respective distal ends 68 of the front and rear longitudinal members 56 and 56 respectively. that respective distal ends 66b opposite. These two arches 62 and 64 are curved elements which each have a concavity oriented towards the longitudinal axis 17 of the turbine engine, as can be seen in FIG. 4a. The front bow 62 continues beyond a longitudinal plane V (FIGS. 3, 4a) including the longitudinal axis 17 and intended to extend vertically when the aircraft 8 is parked on the ground. The circumferential extent of the front bow 62 is quantified by means of an angle O1 formed by two half-lines D1 and D2 which each extend from the longitudinal axis 17. The first half-line D1 passes through The distal end 66b of the front bow 62, while the second half-line D2 is in the longitudinal plane V and intercepts the front bow 62. The angle 01 of the angular sector delimited by the two half-lines D1 and D2 is substantially equal to 100 degrees. Preferably, this angle θ is between 45 degrees and 120 degrees. According to one variant, the circumferential extent of the front bow 62 is quantified by considering that a radially inner edge of the bow, seen in section along the transverse plane P of FIG. 3, extends in the direction of the distal end 66b of the arch from an upper edge 70 of the closing rib 60 of the rigid fastening structure 18. The radially inner edge thus defined of the front bow 62 has a circumferential extent equal to About 200 degrees around the longitudinal axis 17 of the turbine engine. The properties described above with regard to the front bow 62 are of course valid for the rear bow 64. The rigid substructure 28 further comprises a longitudinal beam 72 (FIG. 3) centered with respect to the longitudinal plane. V. This longitudinal beam 72 is embedded in a median portion 30 of each of the front bow 62 and rear 64.

La sous-structure rigide 28 comporte également un demi-arceau médian 74 présentant une extrémité proximale 76 raccordée à une extrémité distale 78 du longeron médian 54 de la structure rigide d'accrochage 18, ainsi qu'une extrémité distale 80 raccordée à un côté latéral de la poutre longitudinale 72. Ce demi-arceau médian 74 est conformé de sorte que son extrémité distale 80 soit décalée vers l'arrière par rapport à son extrémité proximale 76.The rigid substructure 28 also comprises a medial half-arch 74 having a proximal end 76 connected to a distal end 78 of the median spar 54 of the rigid attachment structure 18, as well as a distal end 80 connected to a lateral side. of the longitudinal beam 72. This medial half-arch 74 is shaped so that its distal end 80 is offset rearwardly relative to its proximal end 76.

Chacun des arceaux avant 62 et arrière 64 comporte une âme 81a s'étendant dans un prolongement de l'âme 61a du longeron 52, 56 correspondant, ainsi qu'une semelle intérieure 81b et une semelle extérieure 81c raccordées respectivement à des bords intérieur et extérieur de l'âme 81a de l'arceau. La semelle extérieure 81c de chacun des arceaux 62, 64 s'étend dans un prolongement de la semelle supérieure 61c du longeron 52, 56 correspondant jusqu'à l'extrémité distale 66b de l'arceau, tandis que la semelle intérieure 81b de l'arceau s'étend dans un prolongement du bord supérieur 70 de la nervure de fermeture 60 de la structure rigide d'accrochage 18, jusqu'à la poutre longitudinale 72. L'âme 61a de chacun des arceaux s'inscrit ainsi dans un plan transversal, tandis que les semelles intérieure 81b et extérieure 81c de chaque arceau sont chacune sensiblement en forme de portion de cylindre de révolution autour de l'axe longitudinal 17. D'une manière analogue, le demi-arceau médian 74 comporte une âme 81a s'étendant dans un 30 prolongement de l'âme 61a du longeron médian 54, ainsi qu'une semelle intérieure 81b et une semelle extérieure 81c raccordées respectivement à des bords intérieur et extérieur de l'âme 81a de l'arceau. La semelle extérieure 81c du demi-arceau médian 74 s'étend dans un prolongement de la semelle supérieure 61c du longeron médian 54 jusqu'à la poutre longitudinale 72, et la semelle intérieure 81b du demi-arceau médian s'étend dans un prolongement du bord supérieur 70 de la nervure de fermeture 60 de la structure rigide d'accrochage 18, également jusqu'à la poutre longitudinale 72.Each of the front bow 62 and rear 64 has a core 81a extending in an extension of the core 61a of the spar 52, 56 corresponding, and an insole 81b and an outer sole 81c respectively connected to inner and outer edges of the soul 81a of the arch. The outer sole 81c of each of the arches 62, 64 extends in an extension of the upper sole 61c of the spar 52, 56 corresponding to the distal end 66b of the arch, while the insole 81b of the arch extends in an extension of the upper edge 70 of the closing rib 60 of the rigid fastening structure 18, to the longitudinal beam 72. The core 61a of each of the arches is thus in a transverse plane while the insoles 81b and outer 81c of each arch are each substantially shaped cylinder portion of revolution about the longitudinal axis 17. In a similar manner, the middle half-hoop 74 has a soul 81a s' extending in an extension of the core 61a of the median spar 54, and an insole 81b and an outer sole 81c respectively connected to inner and outer edges of the web 81a of the arch. The outer sole 81c of the half-medial arch 74 extends in an extension of the upper sole 61c of the median spar 54 to the longitudinal beam 72, and the insole 81b of the middle half-arch extends in an extension of the upper edge 70 of the closing rib 60 of the rigid fastening structure 18, also to the longitudinal beam 72.

La sous-structure rigide 28 comporte en outre un arceau additionnel 82 rapporté sur une extrémité arrière 84 de la poutre longitudinale 72 et formant une extrémité arrière de la sous-structure rigide 28. Comme le montre la figure 3, l'arceau additionnel 82 est décalé vers l'arrière par rapport à la structure rigide d'accrochage 18, et s'étend sur environ 60 degrés autour de l'axe longitudinal 17 du turbomoteur en étant centré par rapport au plan longitudinal V.The rigid substructure 28 further comprises an additional hoop 82 attached to a rear end 84 of the longitudinal beam 72 and forming a rear end of the rigid substructure 28. As shown in FIG. 3, the additional hoop 82 is shifted rearwardly with respect to the rigid attachment structure 18, and extends about 60 degrees around the longitudinal axis 17 of the turbine engine being centered with respect to the longitudinal plane V.

Comme cela apparaît sur la figure 3, la sous-structure rigide 28 comprend en outre deux arceaux de renfort 86 qui relient respectivement deux extrémités latérales opposées 88 de l'arceau additionnel 82 à la poutre longitudinale 72.As shown in FIG. 3, the rigid substructure 28 further comprises two reinforcing arches 86 which respectively connect two opposite lateral ends 88 of the additional arch 82 to the longitudinal beam 72.

L'arceau avant 62 et le longeron avant 52 sont de préférence en métal et solidarisés l'un à l'autre par soudage par faisceau d'électrons de leurs extrémités respectives proximale 66a et distale 68, au niveau d'une zone de soudage 90 (figure 4a).The front bow 62 and the front spar 52 are preferably made of metal and joined to each other by electron beam welding of their respective proximal end 66a and distal end 68 at a welding zone 90 (Figure 4a).

En variante, l'arceau avant 62 et le longeron avant 52 peuvent être solidarisés l'un à l'autre par d'autres moyens, par exemple par éclissage. Ces modes de réalisation de l'arceau 5 avant 62 et du longeron avant 52 s'appliquent également à l'arceau arrière 64 et au longeron arrière 56, ainsi qu'au demi-arceau médian 74 et au longeron médian 54. Comme il apparaît sur la figure 4a, le longeron avant 52 comporte des ouvertures 92 destinées 10 à l'allègement de celui-ci. L'arceau avant 62 comporte également des ouvertures 94, réparties dans une moitié proximale de l'arceau. De plus, l'arceau avant 62 comporte trois chapes 96 s'étendant en saillie radialement vers 15 l'intérieur par rapport à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, et destinées à l'accrochage d'éléments dissipateurs d'énergie, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. L'une 96a de ces chapes est située au niveau d'un sommet de l'arceau avant 62 20 tandis que les deux autres chapes 96b et 96c sont situées respectivement au niveau des extrémités proximale et distale de l'arceau de manière à être diamétralement opposées de part et d'autre de l'axe longitudinal 17 du turbomoteur. 25 L'arceau additionnel 82 est illustré plus en détail sur la figure 4b. Il comprend deux chapes 98a et 98b formant respectivement les extrémités latérales opposées de l'arceau additionnel 82 et destinées chacune à l'accrochage d'une d'attache moteur 30 correspondante. L'arceau additionnel 82 comporte en outre une portion 100 d'attache moteur centrale arrière qui est centrée par rapport au plan longitudinal V, et qui comporte essentiellement un alésage 102 d'axe vertical destiné à recevoir un pion de transmission d'efforts, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. L'arceau additionnel 82 est de préférence réalisé en un matériau métallique et est avantageusement formé de trois segments assemblés boutà-bout, par exemple par une technique de soudage par faisceau d'électrons au niveau de zones de soudage 104 grossièrement représentées sur la figure 4b. En variante, la fixation de ces segments peut être réalisée par éclissage. Dans l'exemple illustré, l'arceau additionnel 82 présente sensiblement une section en I et est principalement formé d'une âme 106a s'étendant sensiblement selon un plan orthogonal à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, ainsi qu'une semelle intérieure 106b et une semelle extérieure 106c raccordées respectivement à des bords intérieur et extérieur de l'âme 106a de l'arceau additionnel 82 et prenant la forme de portions de cylindre de révolution d'axes respectifs confondus avec l'axe longitudinal 17 du turbomoteur. Dans cet exemple, la semelle extérieure 106c s'étend de manière continue d'une extrémité à l'autre de l'arceau additionnel 82, tandis que la semelle intérieure 106b comprend deux portions disjointes 108 et 110 s'étendant respectivement depuis les deux extrémités opposées de l'arceau additionnel en direction d'une partie médiane de celui-ci.Alternatively, the front bow 62 and the front spar 52 can be secured to one another by other means, for example by splinting. These embodiments of the front bow 62 and the front spar 52 also apply to the rear bow 64 and the rear spar 56, as well as to the medial half-bow 74 and the median spar 54. As it appears in Figure 4a, the front spar 52 has openings 92 for lightening thereof. The front bow 62 also has openings 94, distributed in a proximal half of the bow. In addition, the front bow 62 has three yokes 96 projecting radially inwards with respect to the longitudinal axis 17 of the turbine engine, and intended for the attachment of energy dissipating elements, like this will appear more clearly in the following. One of these screeds 96a is located at one vertex of the front bow 62 while the other two screeds 96b and 96c are located respectively at the proximal and distal ends of the arch so as to be diametrically opposite on either side of the longitudinal axis 17 of the turbine engine. The additional bow 82 is illustrated in greater detail in FIG. 4b. It comprises two yokes 98a and 98b respectively forming the opposite lateral ends of the additional bow 82 and each intended for the attachment of a corresponding engine attachment 30. The additional arch 82 further comprises a rear central engine attachment portion 100 which is centered with respect to the longitudinal plane V, and which essentially comprises a bore 102 with a vertical axis intended to receive a force transmission pin, such as this will become clearer in the following. The additional arch 82 is preferably made of a metallic material and is advantageously formed of three segments assembled end-to-end, for example by an electron beam welding technique at the welding zones 104 roughly shown in FIG. 4b . Alternatively, the attachment of these segments can be made by bolting. In the illustrated example, the additional arch 82 has substantially an I-section and is mainly formed of a core 106a extending substantially in a plane orthogonal to the longitudinal axis 17 of the turbine engine, and an insole 106b and an outer sole 106c respectively connected to inner and outer edges of the core 106a of the additional arch 82 and taking the form of cylinder portions of revolution of respective axes coinciding with the longitudinal axis 17 of the turbine engine. In this example, the outsole 106c extends continuously from one end to the other of the additional arch 82, while the insole 106b comprises two disjoint portions 108 and 110 extending respectively from the two ends. opposing the additional arch towards a middle portion thereof.

De plus, comme le montrent les figures 3 et 4b, l'arceau additionnel 82 comporte une portion de raccord 112 formée en saillie vers l'avant selon la direction axiale depuis la portion 100 d'attache moteur centrale arrière intégrée à cet arceau additionnel. Cette portion de raccord 112 présente une face d'extrémité 114 plane s'étendant orthogonalement à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, et destinée à être fixée sur une face d'extrémité correspondante de la poutre longitudinale 72 de sorte que la portion de raccord 112 précitée prolonge ladite poutre. Par ailleurs, le carénage aérodynamique externe 16 comporte une peau structurale 30a (figures 2a, 2b, et 5), qui présente une forme aérodynamique sensiblement semi-cylindrique de révolution, et qui est fixée sur la sous-structure rigide 28. Il est à noter que la peau structurale 30a présente une concavité orientée en direction de l'axe longitudinal 17 du turbomoteur 12 lorsque l'ensemble propulsif 10 est vu en coupe selon un plan transversal, c'est-à-dire orthogonal à la direction longitudinale X, tel que le plan transversal P visible sur la figure 3. Dans l'exemple illustré, la peau structurale 30a présente une étendue circonférentielle égale à 190 degrés environ autour de l'axe longitudinal 17, lorsque l'ensemble propulsif 10 est vu en coupe selon un plan transversal tel que le plan P de la figure 3. Plus généralement, cette étendue circonférentielle est préférentiellement comprise entre 90 degrés et 230 degrés.In addition, as shown in Figures 3 and 4b, the additional arch 82 has a connecting portion 112 formed projecting forwardly in the axial direction from the portion 100 of rear central engine attachment integrated with this additional roll. This connecting portion 112 has a plane end face 114 extending orthogonally to the longitudinal axis 17 of the turbine engine, and intended to be fixed on a corresponding end face of the longitudinal beam 72 so that the connecting portion 112 above extends said beam. Furthermore, the external aerodynamic fairing 16 comprises a structural skin 30a (FIGS. 2a, 2b, and 5), which has a substantially semi-cylindrical aerodynamic shape of revolution, and which is fixed on the rigid substructure 28. It is note that the structural skin 30a has a concavity oriented towards the longitudinal axis 17 of the turbine engine 12 when the propulsion unit 10 is seen in section along a transverse plane, that is to say orthogonal to the longitudinal direction X, such as the transverse plane P visible in FIG. 3. In the example shown, the structural skin 30a has a circumferential extent equal to about 190 degrees about the longitudinal axis 17, when the propulsion unit 10 is seen in section according to a transverse plane such as the plane P of Figure 3. More generally, this circumferential extent is preferably between 90 degrees and 230 degrees.

De manière préférentielle, la peau structurale 30a est agencée majoritairement au-dessus de l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, lorsque l'aéronef 8 est stationné au sol. Plus précisément, cette peau structurale 30a est de préférence intégralement comprise dans une région R de l'espace, visible sur la figure 4a, délimitée par deux demi-plans Pl, P2 délimités chacun par l'axe longitudinal 17 et s'étendant symétriquement de part et d'autre du plan longitudinal V. Dans ces conditions, ladite région R de l'espace est destinée à s'étendre au-dessus des demi-plans Pl, P2. De plus, chacun des demi-plans Pl, P2 forme un angle 13 avantageusement inférieur à 120 degrés avec le plan longitudinal V. Dans l'exemple illustré, l'angle 13 est ainsi égal à 105 degrés environ. Le dispositif d'accrochage 14 comporte en outre une peau aérodynamique supérieure 30b présentant une forme aérodynamique sensiblement plane et s'étendant latéralement dans un prolongement de la peau 20 structurale 30a précitée de manière à recouvrir une face supérieure de la structure rigide d'accrochage 18 (figures 2a, 2b, et 5). La peau structurale 30a et la peau aérodynamique supérieure 30b sont réalisées en un 25 matériau composite de type thermodurcissable ou thermoplastique, mais peuvent en variante être réalisées en métal. Dans le cas d'un matériau thermodurcissable, ces peaux peuvent en particulier être réalisées au moyen d'une machine de dépose 30 automatique, selon un procédé connu de l'homme du métier utilisé pour la réalisation de panneaux de fuselage à simple ou double courbure. Outre la peau structurale 30a, le carénage aérodynamique externe 16 comporte également un capot 5 inférieur 32, une entrée d'air 34, et des panneaux complémentaires 36 (figures 2a et 2b). Le capot inférieur 32 comporte une extrémité distale 42 articulée sur une extrémité distale 44 de la sous-structure rigide 28, ainsi qu'une 10 extrémité proximale 46 pourvue de moyens de raccordement à la structure rigide d'accrochage 18. Le capot inférieur 32 est ainsi déplaçable entre une position d'ouverture, illustrée sur les figures 2a et 2b, dans laquelle l'extrémité proximale 46 du capot 15 inférieur est détachée de la structure rigide d'accrochage 18, et une position de fermeture, dans laquelle l'extrémité proximale 46 du capot inférieur est raccordée à cette structure rigide d'accrochage 18. L'entrée d'air 34 est raccordée à une 20 extrémité avant de la sous-structure rigide 28. Cette entrée d'air 34 comporte une peau externe 48 globalement annulaire centrée par rapport à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur et prolongeant la peau structurale 30a ainsi que le capot inférieur 32 lorsque 25 ce dernier est en position de fermeture. L'entrée d'air 34 comporte également une peau interne 50 globalement annulaire délimitant extérieurement un conduit d'entrée d'air du turbomoteur 12. Chacun des panneaux complémentaires 36 30 précités est raccordé à un ou plusieurs éléments du dispositif d'accrochage 14, parmi la peau structurale 30a, les carénages de bord d'attaque 20 et de bord de fuite 22, le capot inférieur 32 et l'entrée d'air 34, de manière à combler des espaces entre ces éléments. Par ailleurs, la fixation de la peau 5 structurale 30a sur la sous-structure rigide 28 est réalisée par boulonnage ou rivetage de cette peau structurale 30a sur les semelles extérieures 81c, 106c respectives des arceaux 62, 64, du demi-arceau 74 et de l'arceau additionnel 82 de la sous-structure rigide 28. 10 D'une manière analogue, la fixation de la peau aérodynamique supérieure 30b sur la structure rigide d'accrochage 18 est réalisée par boulonnage ou rivetage de cette peau aérodynamique supérieure 30b sur les semelles supérieures 61c respectives des longerons 15 52, 54, 56 de la structure rigide d'accrochage 18. Les éléments qui forment la sous-structure rigide 28, notamment les arceaux avant 62 et arrière 64 ainsi que la poutre longitudinale 72 et le demi-arceau médian 74, sont dimensionnés de sorte qu'une partie des 20 efforts induits par le turbomoteur 12 soit transmise de ce turbomoteur à la structure rigide d'accrochage 18 par l'intermédiaire de la peau structurale 30a du carénage aérodynamique externe 16. Ce dimensionnement vise ainsi à limiter la rigidité des éléments formant 25 la sous-structure rigide 28, par exemple en limitant la section de ces éléments, et/ou en limitant le module de Young par un choix adéquat du ou des matériaux formant ces éléments. De plus, les éléments précités qui forment la sous-structure rigide 28 ainsi que la 30 structure rigide d'accrochage 18 sont dimensionnés de sorte qu'une partie des efforts induits par le turbomoteur 12 soit transmise à la structure rigide d'accrochage 18 par l'intermédiaire de la peau aérodynamique supérieure 30b. Comme illustré sur la figure 5, le dessous de la structure rigide d'accrochage 18 est caréné par une peau aérodynamique inférieure 116 du dispositif d'accrochage 14, fixée sur les semelles inférieures 61b respectives des longerons de la structure rigide d'accrochage 18. Cette peau inférieure 116 est pourvue d'ouvertures de visite 118 permettant l'accès à l'intérieur de l'ensemble propulsif 10 et munies de capots amovibles, non représentés sur les figures. La nervure de fermeture 60 de la structure rigide d'accrochage 18 comporte également de telles ouvertures de visite 118. De plus, le dispositif d'accrochage 14 comporte une peau intérieure 120 fixée sur les semelles intérieures 81b respectives des arceaux avant 62 et arrière 64 et du demi-arceau médian 74. Cette peau intérieure 120 forme un panneau de renfort participant à la rigidification de la sous-structure rigide 28. La liaison entre la sous-structure rigide 28 et le turbomoteur 12 est réalisée par une pluralité de premières chapes destinées à l'accrochage d'éléments dissipateurs d'énergie mécanique, dénommés amortisseurs dans ce qui suit, ainsi qu'une pluralité de secondes chapes destinées à l'accrochage d'attaches moteur, et la portion 100 d'attache moteur centrale arrière intégrée à l'arceau additionnel 82.Preferably, the structural skin 30a is arranged mainly above the longitudinal axis 17 of the turbine engine, when the aircraft 8 is parked on the ground. More precisely, this structural skin 30a is preferably integrally comprised in a region R of space, visible in FIG. 4a, delimited by two half-planes P1, P2 each delimited by the longitudinal axis 17 and extending symmetrically from on both sides of the longitudinal plane V. Under these conditions, said region R of the space is intended to extend above the half-planes P1, P2. In addition, each of the half planes P1, P2 forms an angle 13 advantageously less than 120 degrees with the longitudinal plane V. In the example illustrated, the angle 13 is thus equal to about 105 degrees. The attachment device 14 further comprises an upper aerodynamic skin 30b having a substantially planar aerodynamic shape and extending laterally in an extension of the aforementioned structural skin 30a so as to cover an upper face of the rigid attachment structure 18 (Figures 2a, 2b, and 5). The structural skin 30a and the upper aerodynamic skin 30b are made of a thermosetting or thermoplastic composite material, but may alternatively be made of metal. In the case of a thermosetting material, these skins can in particular be produced by means of an automatic dispensing machine 30, according to a method known to those skilled in the art used for producing single or double curvature fuselage panels. . In addition to the structural skin 30a, the outer aerodynamic fairing 16 also includes a lower cover 32, an air inlet 34, and complementary panels 36 (Figures 2a and 2b). The lower cover 32 has a distal end 42 articulated on a distal end 44 of the rigid substructure 28, as well as a proximal end 46 provided with means for connection to the rigid attachment structure 18. The lower cover 32 is and movable between an open position, illustrated in Figures 2a and 2b, wherein the proximal end 46 of the lower cover 15 is detached from the rigid attachment structure 18, and a closed position, in which the end proximal 46 of the lower cover is connected to this rigid attachment structure 18. The air inlet 34 is connected to a front end of the rigid substructure 28. This air inlet 34 has an outer skin 48 generally annular centered with respect to the longitudinal axis 17 of the turbine engine and extending the structural skin 30a and the lower cover 32 when the latter is in the closed position. The air inlet 34 also comprises a generally annular inner skin 50 delimiting externally an air intake duct of the turbine engine 12. Each of the aforementioned complementary panels 36 30 is connected to one or more elements of the attachment device 14, among the structural skin 30a, the leading edge fairing 20 and trailing edge fairing 22, the lower cover 32 and the air inlet 34, so as to fill spaces between these elements. Furthermore, the fixation of the structural skin 30a on the rigid substructure 28 is achieved by bolting or riveting this structural skin 30a on the respective outer soles 81c, 106c of the arches 62, 64, the half-arch 74 and the additional arch 82 of the rigid substructure 28. In a similar way, the fixation of the upper aerodynamic skin 30b on the rigid attachment structure 18 is achieved by bolting or riveting this upper aerodynamic skin 30b on the upper flanges 61c respectively of the spars 15 52, 54, 56 of the rigid attachment structure 18. The elements which form the rigid substructure 28, in particular the front arches 62 and rear 64 and the longitudinal beam 72 and the half middle hoop 74, are dimensioned so that a portion of the forces exerted by the turbine engine 12 is transmitted from this turbine engine to the rigid attachment structure 18 via the structural skin This dimensioning thus aims to limit the rigidity of the elements forming the rigid substructure 28, for example by limiting the cross-section of these elements, and / or by limiting the Young's modulus by an adequate choice. of the material or materials forming these elements. In addition, the aforementioned elements which form the rigid substructure 28 as well as the rigid attachment structure 18 are dimensioned so that a part of the forces induced by the turbine engine 12 is transmitted to the rigid attachment structure 18 by the upper aerodynamic skin 30b. As illustrated in FIG. 5, the underside of the rigid attachment structure 18 is streamlined by a lower aerodynamic skin 116 of the attachment device 14, fixed on the respective lower flanges 61b of the longitudinal members of the rigid attachment structure 18. This lower skin 116 is provided with inspection openings 118 allowing access to the inside of the propulsion unit 10 and provided with removable covers, not shown in the figures. The closing rib 60 of the rigid fastening structure 18 also includes such inspection openings 118. In addition, the attachment device 14 comprises an inner skin 120 fixed on the inner soles 81b of the respective front and rear hoops 62 and 64, respectively. and the medial half-hoop 74. This inner skin 120 forms a reinforcement panel participating in the rigidification of the rigid substructure 28. The connection between the rigid substructure 28 and the turbine engine 12 is performed by a plurality of first clevises. intended for the attachment of mechanical energy dissipating elements, hereinafter referred to as dampers, as well as a plurality of second clevises intended for fastening engine fasteners, and the portion 100 of integrated rear central engine fastener at the additional roll 82.

La pluralité de premières chapes comprend les trois chapes 96a, 96b, 96c déjà décrites de l'arceau avant 62, ainsi que deux chapes portées par l'arceau arrière 64 dont l'une 122a est située au niveau d'un sommet de l'arceau tandis que l'autre 122b est située au niveau de l'extrémité distale 66b de l'arceau, ainsi encore qu'une chape 124 portée par la poutre longitudinale 72 et située entre l'arceau avant 62 et le demi-arceau médian 74. Ces premières chapes présentent chacune un axe parallèle à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur.The plurality of first clevises comprises the three clevises 96a, 96b, 96c already described of the front bow 62, as well as two clevises carried by the rear bow 64, one of which 122a is located at a vertex of the while the other 122b is located at the distal end 66b of the arch, as well as a yoke 124 carried by the longitudinal beam 72 and located between the front bow 62 and the middle half hoop 74 These first clevises each have an axis parallel to the longitudinal axis 17 of the turbine engine.

Il est à noter que les premières chapes 96c et 122b, qui appartiennent respectivement aux arceaux avant 62 et arrière 64, forment, selon la terminologie de l'invention, des parties d'accrochage distales, agencées du même côté que l'extrémité distale 66b de chaque arceau par rapport au plan longitudinal V. Comme visible à la figure 4a, les parties d'accrochage distales 96c et 122b précitées s'étendent chacune à l'extérieur d'un secteur angulaire d'angle 02 égal à 80 degrés environ s'étendant à partir de la deuxième demi-droite D2 décrite ci-dessus en direction de l'extrémité distale 66b de l'arceau correspondant. L'angle 02 précité est, de préférence, compris entre 25 degrés et 100 degrés. De plus, la première chape 96b appartenant à l'arceau avant 62 forme, selon la terminologie de l'invention, une partie d'accrochage proximale, agencée du même côté que l'extrémité proximale 66a de l'arceau et que la structure rigide d'accrochage 18, par rapport au plan longitudinal V.It should be noted that the first clevises 96c and 122b, which respectively belong to the front and rear hoops 62, form, according to the terminology of the invention, distal hooking parts arranged on the same side as the distal end 66b. of each arch with respect to the longitudinal plane V. As shown in FIG. 4a, the aforementioned distal hooking portions 96c and 122b each extend outside an angular sector of angle 02 equal to about 80 degrees. extending from the second half-line D2 described above towards the distal end 66b of the corresponding arch. The angle 02 mentioned above is preferably between 25 degrees and 100 degrees. In addition, the first clevis 96b belonging to the front bow 62 forms, according to the terminology of the invention, a proximal hooking portion, arranged on the same side as the proximal end 66a of the bow and that the rigid structure 18, relative to the longitudinal plane V.

Sur la figure 4a, la partie d'accrochage proximale 96b précitée s'étend à l'extérieur d'un secteur angulaire d'angle 03 égal à 80 degrés environ s'étendant à partir de la deuxième demi-droite D2 en direction de la structure rigide d'accrochage 18. L'angle 03 précité est, de préférence, compris entre 25 degrés et 100 degrés. La pluralité de secondes chapes comprend les deux chapes 98a et 98b formant les extrémités de l'arceau additionnel 82, ainsi qu'une chape 126 portée par la poutre longitudinale 72 et située sensiblement au niveau de l'extrémité avant de cette poutre, et une chape 128 portée conjointement par l'extrémité proximale du demi-arceau médian 74 et par l'extrémité distale 78 du longeron médian 54. Ces secondes chapes présentent chacune un axe parallèle à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur, à l'exception de la chape 126 disposée à l'avant de la poutre longitudinale 72, qui présente un axe parallèle à la direction transversale Y. Les premières et secondes chapes précitées 20 s'étendent chacune en saillie radialement vers l'intérieur par rapport à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur. Comme visible à la figure 6, la peau structurale 30a comporte des ouvertures de visite 130 25 qui sont, par exemple, au nombre de quatre. Ces ouvertures de visite sont munies de capots amovibles, non représentés sur les figures. L'une de ces ouvertures de visite est formée en regard d'une ouverture de visite 132 ménagée dans la peau intérieure 30 120 du dispositif d'accrochage 14, et visible également sur la figure 5.In FIG. 4a, the aforementioned proximal attachment portion 96b extends outside an angular sector of angle θ equating to about 80 degrees extending from the second half-line D2 towards the Rigid hooking structure 18. The aforementioned angle 03 is preferably between 25 degrees and 100 degrees. The plurality of second yokes comprises the two yokes 98a and 98b forming the ends of the additional bow 82, as well as a yoke 126 carried by the longitudinal beam 72 and located substantially at the front end of this beam, and a clevis 128 carried jointly by the proximal end of the medial half-hoop 74 and the distal end 78 of the median spar 54. These second yokes each have an axis parallel to the longitudinal axis 17 of the turbine engine, with the exception of the clevis 126 disposed at the front of the longitudinal beam 72, which has an axis parallel to the transverse direction Y. The first and second said yokes 20 each extend radially inwardly relative to the longitudinal axis 17 turbine engine. As can be seen in FIG. 6, the structural skin 30a has inspection openings 130 which are, for example, four in number. These inspection openings are provided with removable covers, not shown in the figures. One of these inspection openings is formed opposite a viewing opening 132 formed in the inner skin 120 of the attachment device 14, and also visible in FIG. 5.

En référence aux figures 7 à 12, la manière dont le turbomoteur 12 est relié au dispositif d'accrochage 14 va maintenant être décrite. Sur ces figures, les attaches moteur et les 5 éléments dissipateurs d'énergie permettant la liaison du turbomoteur 12 à la sous-structure rigide 28 et à la structure rigide d'accrochage 18 sont illustrés par des symboles fonctionnels sans rapport avec la géométrie de ces éléments, étant entendu que ces éléments peuvent 10 être d'un type connu, de sorte que leur structure ne sera pas décrite en détail dans ce qui suit. Les figures 7 à 9 montrent tout d'abord une attache moteur supérieure avant 134 reliant la chape 126 portée par l'extrémité avant de la poutre 15 longitudinale 72 à une chape 136 semblable portée par un carter avant 138 du turbomoteur 12. L'accrochage de cette attache moteur supérieure avant 134 sur les chapes 126 et 136 est tel que cette attache moteur transmette uniquement à la sous-structure rigide 28 les 20 efforts orientés selon la direction verticale Z. A cet effet, la liaison de l'attache moteur supérieure avant 134 sur chacune des chapes 126, 136 précitées s'effectue au moyen d'une rotule. La reprise des efforts orientés selon la 25 direction verticale Z est également assurée par deux attaches moteur latérales arrière 140a et 140b visibles sur la figure 11, reliant respectivement les chapes 98a et 98b formant les extrémités latérales de l'arceau additionnel 82, à des chapes 142a et 142b d'axes 30 respectifs parallèles à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur 12 et formées en saillie radialement vers l'extérieur sur un carter arrière 144 de ce turbomoteur. Ces attaches moteur latérales arrière 140a et 140b sont également reliées aux chapes précitées par des rotules permettant d'éviter la reprise des efforts orientés selon les directions longitudinale X et transversale Y. Les figures 8 et 10 permettent de distinguer une attache moteur latérale avant 146 reliant la chape 128 portée par l'extrémité proximale du demi-arceau médian 74 à une chape 148 d'axe parallèle à l'axe longitudinal 17 du turbomoteur et formée en saillie radialement vers l'extérieur sur un carter 150 du turbomoteur 12 disposé entre les carters avant 138 et arrière 144 précités. L'accrochage de cette attache moteur latérale avant 146 sur les chapes 128 et 148 est tel que cette attache moteur transmette uniquement à la sous-structure rigide 28 et à la structure rigide d'accrochage 18 les efforts orientés selon la direction transversale Y. A cet effet, cette attache moteur latérale avant 146 est reliée aux chapes 128 et 148 par des rotules. Les attaches moteur 134, 140a, 140b et 146 décrites ci-dessus prennent par exemple la forme de bielles ou de manilles.With reference to FIGS. 7 to 12, the manner in which the turbine engine 12 is connected to the attachment device 14 will now be described. In these figures, the motor fasteners and the energy dissipating elements enabling the turbine engine 12 to be connected to the rigid substructure 28 and to the rigid attachment structure 18 are illustrated by functional symbols that are not related to the geometry of these elements. elements, it being understood that these elements may be of a known type, so that their structure will not be described in detail in the following. Figures 7 to 9 show first an upper engine attachment 134 connecting the yoke 126 carried by the front end of the longitudinal beam 72 to a similar yoke 136 carried by a front casing 138 of the turbine engine 12. The attachment of this upper engine attachment before 134 on the yokes 126 and 136 is such that this engine attachment transmits only to the rigid substructure 28 the 20 forces oriented in the vertical direction Z. For this purpose, the connection of the upper engine attachment before 134 on each of the aforementioned yokes 126, 136 is effected by means of a ball joint. The recovery of the forces oriented in the vertical direction Z is also ensured by two rear lateral engine fasteners 140a and 140b visible in FIG. 11, respectively connecting the clevises 98a and 98b forming the lateral ends of the additional bow 82 to screeds. 142a and 142b of respective axes 30 parallel to the longitudinal axis 17 of the turbine engine 12 and formed projecting radially outwardly on a rear casing 144 of the turbine engine. These rear lateral engine fasteners 140a and 140b are also connected to the abovementioned clevises by means of ball joints making it possible to avoid the recovery of the forces oriented in the longitudinal X and transverse Y directions. FIGS. 8 and 10 make it possible to distinguish a front lateral engine attachment 146 connecting the yoke 128 carried by the proximal end of the middle half-hoop 74 to a yoke 148 of axis parallel to the longitudinal axis 17 of the turbine engine and formed projecting radially outwardly on a casing 150 of the turbine engine 12 disposed between the casings before 138 and back 144 above. The attachment of this front lateral engine attachment 146 on the yokes 128 and 148 is such that this engine attachment transmits only to the rigid substructure 28 and the rigid attachment structure 18 the forces oriented in the transverse direction Y. A this effect, this front lateral engine attachment 146 is connected to the yokes 128 and 148 by ball joints. The engine fasteners 134, 140a, 140b and 146 described above take for example the form of connecting rods or shackles.

De plus, ces attaches moteur sont de préférence d'un type dit souple, c'est-à-dire comprenant des moyens élastiques permettant un déplacement relatif des extrémités de l'attache moteur. La reprise des efforts orientés selon la direction transversale Y est également assurée par une attache moteur centrale arrière 152 (figure 11) comprenant la portion 100 d'attache moteur intégrée à l'arceau additionnel 82, ainsi qu'une ferrure 154 formée sur une partie de sommet du carter arrière 144 et munie d'un pion de cisaillement 156 d'axe vertical passant par l'axe longitudinal 17 du turbomoteur. Ce pion de cisaillement 156, couramment dénommé spigot, s'étend en saillie vers le haut, et présente une partie supérieure insérée de manière ajustée dans l'alésage 102 (figure 4b) de la portion 100 d'attache moteur intégrée à l'arceau additionnel 82. L'ajustement serré du pion de cisaillement 156 dans l'alésage 102 permet à l'attache moteur centrale arrière 152 de reprendre non seulement les efforts transversaux précités mais également les efforts de poussée du turbomoteur 12, c'est-à-dire les efforts orientés selon la direction longitudinale X. Le pion de cisaillement 156 est monté avec un jeu selon l'axe de l'alésage 102 de manière à éviter la reprise des efforts orientés selon la direction verticale Z. De plus, l'alésage 102 est formé dans une rotule (non représentée sur les figures) elle- même intégrée à la portion 100 d'attache moteur intégrée à l'arceau additionnel 82. Une telle liaison par rotule permet d'éviter la transmission d'efforts ou moments liés à une rotation du pion de cisaillement 156. Par ailleurs, la reprise du moment selon la direction verticale Z est assurée conjointement par l'attache moteur latérale avant 146 et par l'attache moteur centrale arrière 152.In addition, these engine fasteners are preferably of a so-called flexible type, that is to say comprising elastic means allowing relative movement of the ends of the engine attachment. The recovery of the forces oriented in the transverse direction Y is also ensured by a rear central engine attachment 152 (FIG. 11) comprising the portion 100 of motor attachment integrated with the additional bow 82, as well as a fitting 154 formed on a part the top of the rear casing 144 and provided with a shear pin 156 of vertical axis passing through the longitudinal axis 17 of the turbine engine. This shear pin 156, commonly referred to as a spigot, projects upwardly and has an upper portion fitly inserted into the bore 102 (FIG. 4b) of the motor attachment portion 100 integral with the hoop. 82. The tight adjustment of the shear pin 156 in the bore 102 allows the rear central engine attachment 152 to recover not only the aforementioned transverse forces but also the thrust forces of the turbine engine 12, that is to say the forces oriented in the longitudinal direction X. The shear pin 156 is mounted with a clearance along the axis of the bore 102 so as to avoid the resumption of the forces oriented in the vertical direction Z. In addition, the bore 102 is formed in a ball joint (not shown in the figures) itself integrated with the portion 100 of motor attachment integrated with the additional arch 82. Such a connection by ball joint prevents the transmission of forces or moments related to a rotation of the shear pin 156. Furthermore, the recovery of the moment in the vertical direction Z is provided jointly by the front lateral engine attachment 146 and the rear central engine attachment 152.

La reprise du moment selon la direction transversale Y est assurée conjointement par l'attache moteur supérieure avant 134 et par les attaches moteur latérales arrière 140a et 140b. Enfin, la reprise du moment selon la direction longitudinale X est assurée par les attaches moteur latérales arrière 140a et 140b. Comme visible sur les figures 7 et 8, six éléments dissipateurs d'énergie mécanique 158a, 158b, 158c, ou amortisseurs, destinés à l'amortissement des vibrations du turbomoteur 12, relient respectivement les chapes 96a, 96b, 96c, 124, 122a, 122b portées par la sous-structure rigide 28 à des chapes 160a, 160b, 160c disposées sur les carters 138 et 150 du turbomoteur 12. Les deux amortisseurs 158c qui sont respectivement reliés à la chape 96c agencée au niveau de l'extrémité distale 66b de l'arceau avant 62, et à la chape 122b agencée au niveau de l'extrémité distale 66b de l'arceau arrière 64, constituent chacun un élément de liaison distal qui relie le turbomoteur à l'arceau correspondant, dans la terminologie propre à l'invention. D'une manière analogue, l'amortisseur 158b relié à la chape 96b agencée au niveau de l'extrémité proximale de l'arceau avant 62 constitue un élément de liaison proximal qui relie le turbomoteur à l'arceau avant 62. Comme l'illustre la figure 12, la chape 98a qui forme l'une des extrémités de l'arceau additionnel 82, et qui permet l'accrochage de l'attache moteur latérale arrière 140a, est fixée sur l'arceau additionnel 82 par des moyens de fixation démontables tels que des boulons, dont seuls les axes respectifs 162 sont représentés. Il en est de même en ce qui concerne la chape 98b formant l'autre extrémité de l'arceau additionnel 82. A cet effet, ces deux chapes 98a, 98b présentent chacune une platine 164 appliquée sur une platine d'extrémité 166 de l'arceau additionnel 82, ces platines, également visibles sur la figure 4b, comportant des orifices respectifs alignés pour le passage des boulons précités.The recovery of the moment in the transverse direction Y is provided jointly by the upper engine attachment before 134 and by the rear lateral engine fasteners 140a and 140b. Finally, the recovery of the moment in the longitudinal direction X is provided by the rear lateral engine fasteners 140a and 140b. As can be seen in FIGS. 7 and 8, six mechanical energy dissipating elements 158a, 158b, 158c, or dampers, intended for damping the vibrations of the turbine engine 12, respectively connect the yokes 96a, 96b, 96c, 124, 122a, 122b carried by the rigid substructure 28 to yokes 160a, 160b, 160c disposed on the housings 138 and 150 of the turbine engine 12. The two dampers 158c which are respectively connected to the yoke 96c arranged at the distal end 66b of the front bow 62, and the yoke 122b arranged at the distal end 66b of the rear bow 64, each constitute a distal connecting element which connects the turbine engine to the corresponding bow, in the terminology specific to the 'invention. In a similar way, the damper 158b connected to the yoke 96b arranged at the proximal end of the front bow 62 constitutes a proximal connecting element which connects the turbine engine to the front bow 62. As illustrated 12, the yoke 98a which forms one of the ends of the additional bow 82, and which allows the attachment of the rear lateral engine attachment 140a, is fixed on the additional bow 82 by removable fixing means such as bolts, of which only the respective axes 162 are shown. It is the same with regard to the yoke 98b forming the other end of the additional hoop 82. For this purpose, these two yokes 98a, 98b each have a plate 164 applied to an end plate 166 of the additional hoop 82, these plates, also visible in Figure 4b, with respective holes aligned for the passage of the aforementioned bolts.

Les autres chapes 126 et 128 portées par la sous-structure rigide 28 et destinées à l'accrochage d'attaches moteur sont également fixées à l'élément correspondant de cette sous-structure rigide par des moyens de fixation démontables.The other clevises 126 and 128 carried by the rigid substructure 28 and intended for fastening engine fasteners are also attached to the corresponding element of this rigid substructure by removable fastening means.

Le mode de fixation par des moyens de fixation démontables des chapes destinées à l'accrochage des attaches moteur permet un accrochage/décrochage du turbomoteur 12 à/du dispositif d'accrochage 14, non pas par montage/démontage des axes de chaque attache moteur, mais par montage/démontage de la chape correspondante de chaque attache moteur sur/de la sous-structure rigide 28. De manière analogue, les chapes 96a-96c, 122a, 122b, et 124, qui sont destinées à l'accrochage des amortisseurs 158, sont de préférence également fixées à l'élément correspondant de la sous-structure rigide 28 par des moyens de fixation démontables. Il est à noter que l'ensemble des attaches moteur 134, 140a, 140b, 146, 152 et des amortisseurs 30 158 ainsi que la sous-structure rigide 28 forment conjointement des moyens de liaison du turbomoteur 12 à la structure rigide d'accrochage 18, dans la terminologie propre à l'invention. Comme l'illustre schématiquement la figure 13, l'accrochage du turbomoteur 12 au dispositif d'accrochage 14, de même que la dépose de ce turbomoteur 12, peuvent être effectués par un déplacement du turbomoteur 12 en translation uniquement selon la direction verticale, symbolisé par la flèche 168. Il est à noter que le turbomoteur 12 est représenté sans ses attaches moteur 134, 140a et 140b sur la figure 13, par souci de clarté. Ce mode d'accrochage et de dépose du turbomoteur, qui présente donc l'avantage de ne pas nécessiter plusieurs translations successives selon des 15 directions différentes, est facilité par le fait que les moyens de liaison du turbomoteur 12 à la structure rigide d'accrochage 18 sont intégralement compris dans la région R de l'espace définie ci-dessus (figure 4a). En particulier, il est à noter qu'aucune 20 attache moteur n'est reliée à une partie inférieure du turbomoteur 12. Il en est de même en ce qui concerne les amortisseurs 158. Plus précisément, aucune des attaches moteur n'est intégralement située dans un demi-espace défini sous un plan passant par l'axe 25 longitudinal 17 et parallèle à la direction transversale Y. En effet, toutes les attaches moteur sont comprises dans un demi-espace défini au-dessus du plan précité, à l'exception de l'attache moteur latérale avant 146 qui est partagée, par le plan 30 précité, en deux parties sensiblement symétriques l'une de l'autre.The fixing method by removable fastening means of the yokes for attachment of the engine fasteners allows attachment / unhitching of the turbine engine 12 to / of the attachment device 14, not by mounting / dismounting the axes of each engine attachment, but by mounting / disassembling the corresponding yoke of each engine attachment on / of the rigid substructure 28. Similarly, the yokes 96a-96c, 122a, 122b, and 124, which are intended for the attachment of the dampers 158 , are preferably also attached to the corresponding element of the rigid substructure 28 by removable fixing means. It should be noted that the set of engine fasteners 134, 140a, 140b, 146, 152 and dampers 158 and the rigid substructure 28 together form connecting means of the turbine engine 12 to the rigid attachment structure 18 , in the terminology of the invention. As is diagrammatically illustrated in FIG. 13, the attachment of the turbine engine 12 to the attachment device 14, as well as the removal of this turbine engine 12, can be effected by a displacement of the turbine engine 12 in translation only in the vertical direction, symbolized by the arrow 168. It should be noted that the turbine engine 12 is shown without its engine fasteners 134, 140a and 140b in Figure 13, for the sake of clarity. This method of attachment and removal of the turbine engine, which therefore has the advantage of not requiring several successive translations in different directions, is facilitated by the fact that the connecting means of the turbine engine 12 to the rigid structure of attachment 18 are entirely included in the region R of the space defined above (FIG. 4a). In particular, it should be noted that no motor attachment is connected to a lower part of the turbine engine 12. It is the same with regard to the dampers 158. More specifically, none of the engine attachments is fully located in a half-space defined in a plane passing through the longitudinal axis 17 and parallel to the transverse direction Y. Indeed, all the engine fasteners are included in a half-space defined above the aforementioned plane, to the except for the front lateral engine attachment 146 which is divided by the aforementioned plane 30 in two parts substantially symmetrical to each other.

Par ailleurs, la figure 6 illustre une zone 170, couramment appelée « zone UERF », définie comme la zone susceptible d'être impactée par une aube du turbomoteur 12 en cas d'arrachement d'une telle aube.Furthermore, Figure 6 illustrates a zone 170, commonly called "UERF area", defined as the area likely to be impacted by a blade of the turbine engine 12 in case of tearing of such a blade.

Il apparaît sur cette figure 6 que l'arceau additionnel 82 est situé hors de la zone UERF 170. De ce fait, les attaches moteur latérales arrière 140a, 140b ainsi que l'attache moteur centrale arrière 152 sont à l'abri d'un impact d'aube.It appears in this FIG. 6 that the additional arch 82 is located outside the UERF zone 170. As a result, the rear lateral engine fasteners 140a, 140b as well as the rear central engine attachment 152 are protected from dawn impact.

De plus, l'attache moteur supérieure avant 134 étant conçue pour une reprise des efforts verticaux uniquement, cette attache moteur présente un débattement selon la direction transversale Y au niveau des chapes 126 et 136 (figure 9) auxquelles cette attache moteur est reliée. Toutefois, en cas de destruction accidentelle de l'attache moteur latérale avant 146 destinée à la reprise des efforts transversaux et participant à la reprise du moment selon la direction verticale Z, l'attache moteur supérieure avant 134 tend naturellement, dans ses déplacements selon la direction transversale Y, à venir en butée dans les chapes 126 et 136, et se substitue ainsi à l'attache moteur déficiente pour assurer la reprise du moment selon la direction verticale Z conjointement avec les attaches moteur latérales arrière 140a et 140b situées hors de la zone UERF 170. D'une manière analogue, l'attache moteur latérale avant 146 destinée à la reprise des efforts selon la direction transversale Y présente un débattement selon la direction verticale Z au niveau des chapes 128 et 148 (figure 10) auxquelles cette attache moteur est reliée. Toutefois, en cas de destruction accidentelle de l'attache moteur supérieure avant 134 destinée à la reprise des efforts verticaux et participant à la reprise du moment selon la direction transversale Y, l'attache moteur latérale avant 146 tend naturellement, dans ses déplacements verticaux, à venir en butée dans les chapes 128 et 148, et se substitue ainsi à l'attache moteur déficiente pour assurer la reprise du moment selon la direction transversale Y conjointement avec les attaches moteur latérales arrière 140a et 140b situées hors de la zone UERF 170. La configuration de l'ensemble propulsif 10 permet ainsi de satisfaire les exigences réglementaires en matière de risque de perte d'aube, tout en évitant l'utilisation d'attaches moteur supplémentaires, dites « en attente », qui ne participent pas à la reprise d'efforts en fonctionnement normal du turbomoteur.In addition, the upper engine attachment before 134 being designed for a recovery of vertical forces only, this engine attachment has a clearance in the transverse direction Y at the yokes 126 and 136 (Figure 9) which this engine attachment is connected. However, in the event of accidental destruction of the front lateral engine attachment 146 intended to take up the transverse forces and participating in the recovery of the moment in the vertical direction Z, the upper engine attachment before 134 naturally tends, in its movements according to the transverse direction Y, abutting in the yokes 126 and 136, and thus replaces the deficient engine attachment to ensure the recovery of the moment in the vertical direction Z together with the rear lateral engine fasteners 140a and 140b located outside the UERF zone 170. In a similar way, the front lateral engine attachment 146 intended for the recovery of forces in the transverse direction Y has a displacement in the vertical direction Z at the yokes 128 and 148 (FIG. 10) to which this fastener motor is connected. However, in the event of accidental destruction of the upper engine attachment before 134 intended to take up the vertical forces and participating in the recovery of the moment in the transverse direction Y, the front engine attachment 146 naturally tends, in its vertical displacements, to abut in the yokes 128 and 148, and thus replaces the deficient engine attachment to ensure the recovery of the moment in the transverse direction Y together with the rear lateral engine fasteners 140a and 140b located outside the UERF area 170. The configuration of the propulsion unit 10 thus makes it possible to satisfy the regulatory requirements with regard to the risk of dawn loss, while avoiding the use of additional engine fasteners, called "waiting", which do not participate in the recovery. of effort in normal operation of the turbine engine.

En variante, les longerons 52, 54, 56 et/ou les nervures 58, 60 de la structure rigide d'accrochage 18 peuvent ne pas être en métal mais en un matériau composite. En variante encore, la structure rigide d'accrochage 18 peut ne pas comporter de longerons et de nervures, mais être une structure alvéolaire, également dénommée en nids d'abeilles, ou être formée d'une mousse solide. En outre, la peau structurale 30a peut 30 présenter une étendue circonférentielle inférieure à l'étendue circonférentielle de la sous-structure rigide 28. Cette dernière n'est alors que partiellement recouverte par la peau structurale 30a. Par ailleurs, bien que le capot inférieur 32 décrit ci-dessus ne remplisse qu'une fonction 5 aérodynamique et ne participe pas à la transmission des efforts induits par le turbomoteur, il est possible en variante de dimensionner ce capot inférieur 32 et les éléments constituants le dispositif d'accrochage 14 de sorte que le capot inférieur 32 joue un rôle 10 structural, c'est-à-dire participe à la transmission des efforts induits par le turbomoteur, en particulier à la transmission du moment de torsion selon la direction longitudinale X. D'autre part, la portion d'attache moteur 15 100 incluant l'alésage 102 peut ne pas être intégrée dans l'arceau additionnel 82 mais prendre la forme d'une ferrure rapportée sur cet arceau additionnel et intégrant l'alésage 102. De plus, l'attache moteur supérieure avant 20 134 peut être remplacée ou complétée par un actionneur linéaire pour permettre de modifier l'inclinaison de l'axe longitudinal du turbomoteur 12 par rapport à la direction horizontale. Une telle modification de l'inclinaison est facilitée par le fait que l'attache 25 moteur centrale arrière 152 intègre une rotule, comme expliqué ci-dessus. La figure 14 illustre un ensemble propulsif 10 selon un autre mode de réalisation de l'invention, 30 dans lequel le dispositif d'accrochage 14 ne comporte pas d'attache moteur latérale avant telle que l'attache moteur 146 décrite ci-dessus, mais comporte deux attaches moteur supérieures avant 172a et 172b reliant respectivement deux chapes 174a, 174b solidaires du carter avant 138 du turbomoteur 12 à un palonnier 176 lui-même accroché à une ferrure 178 portée par la poutre longitudinale 72. Les deux chapes 174a, 174b précitées sont agencées de part et d'autre du plan longitudinal V, de sorte que les deux attaches moteur supérieures avant 172a et 172b soient agencées sensiblement selon une configuration en « V » inversé. Le palonnier 176 présente deux chapes 180a, 180b également agencées de part et d'autre du plan longitudinal V, respectivement dans l'alignement des deux chapes 174a, 174b solidaires du carter avant 138.Alternatively, the longitudinal members 52, 54, 56 and / or the ribs 58, 60 of the rigid fastening structure 18 may not be made of metal but of a composite material. In another variant, the rigid attachment structure 18 may not comprise longitudinal members and ribs, but may be a honeycomb structure, also called honeycomb, or be formed of a solid foam. In addition, the structural skin 30a may have a circumferential extent smaller than the circumferential extent of the rigid substructure 28. The latter is then only partially covered by the structural skin 30a. Furthermore, although the lower cover 32 described above only fulfills an aerodynamic function and does not participate in the transmission of the forces induced by the turbine engine, it is possible alternatively to size this lower cover 32 and the constituent elements the attachment device 14 so that the lower cover 32 plays a structural role, that is to say participates in the transmission of the forces induced by the turbine engine, in particular to the transmission of the torsion moment in the longitudinal direction X. On the other hand, the motor attachment portion 100 including the bore 102 may not be integrated in the additional arch 82 but take the form of a fitting attached to this additional arch and integrating the bore 102. In addition, the upper front engine attachment 134 may be replaced or supplemented by a linear actuator to enable the inclination of the longitudinal axis of the turbine engine 12 to be altered with respect to in the horizontal direction. Such a modification of the inclination is facilitated by the fact that the rear central engine attachment 152 incorporates a ball joint, as explained above. FIG. 14 illustrates a propulsion assembly 10 according to another embodiment of the invention, in which the attachment device 14 does not include a front lateral engine attachment such as the engine attachment 146 described above, but comprises two upper engine attachments 172a and 172b respectively connecting two yokes 174a, 174b secured to the front casing 138 of the turbine engine 12 to a spreader 176 itself hooked to a fitting 178 carried by the longitudinal beam 72. The two yokes 174a, 174b above are arranged on either side of the longitudinal plane V, so that the two upper front engine fasteners 172a and 172b are arranged substantially in an inverted "V" configuration. The spreader 176 has two yokes 180a, 180b also arranged on either side of the longitudinal plane V, respectively in alignment with the two yokes 174a, 174b integral with the front casing 138.

Chacune des attaches moteur supérieures avant 172a et 172b est reliée à la chape 174a, 174b correspondante du carter avant 138 par une liaison rotule, et à la chape 180a, 180b correspondante du palonnier 176 par une liaison pivot. De plus, le palonnier est lui-même relié à la ferrure 178 portée par la poutre longitudinale 72 par une liaison rotule présentant un jeu selon la direction longitudinale X. Les deux attaches moteur supérieures avant 172a et 172b permettent ainsi conjointement une reprise des efforts orientés selon la direction verticale Z ainsi que des efforts orientés selon la direction transversale Y. Les figures 15 à 16 illustrent un ensemble 30 propulsif 10 selon un autre mode de réalisation de l'invention, dans lequel le dispositif d'accrochage 14 comporte une attache moteur latérale 182 dédiée à la reprise des efforts orientés selon la direction longitudinale X, et non pas à la reprise des efforts selon la direction transversale Y comme dans les modes de réalisation décrits ci-dessus. Cette attache moteur latérale 182 comporte une ferrure 184 fixée sur la structure rigide d'accrochage 18, par exemple sur l'extrémité distale 78 du longeron médian 54. Cette ferrure 184 comporte un alésage 186 dans lequel est inséré un pion de cisaillement 188, ou spigot, solidaire du carter 150 du turbomoteur. L'alésage 186 présente une forme allongée selon la direction verticale Z (figure 15a) de sorte que le pion de cisaillement 188 soit bloqué dans l'alésage 186 dans la direction longitudinale X mais libre de se déplacer selon la direction verticale Z. Dans ce mode de réalisation, il n'est pas nécessaire que l'attache moteur centrale arrière 152 participe à la reprise des efforts longitudinaux, de sorte que celle-ci peut être dédiée uniquement à la reprise des efforts selon la direction transversale Y. Dans ce cas, comme l'illustre la figure 16, l'alésage 102 de cette attache moteur centrale arrière 152 peut être allongé selon la direction longitudinale de sorte que le pion de cisaillement 156 correspondant soit bloqué dans la direction transversale Y mais pas dans la direction longitudinale X. De plus, dans ce mode de réalisation, l'attache moteur avant est de préférence du même type 30 que celle de la figure 14 décrite ci-dessus, afin d'assurer la reprise des efforts orientés selon la direction verticale Z ainsi que la reprise des efforts orientés selon la direction transversale Y. Par ailleurs, en variante, la reprise des efforts longitudinaux peut être assurée par deux bielles de poussée d'un type connu, présentant chacune une extrémité arrière reliée au carter arrière 144 du turbomoteur et une extrémité avant reliée à l'extrémité distale 26 de la structure d'accrochage 18. Dans ce cas, la reprise des efforts transversaux peut être assurée par une attache moteur latérale du même type que l'attache moteur 146 décrite ci-dessus en référence aux figures 7 à 12. De plus, l'attache moteur avant supérieure peut alors être dédiée à la reprise des efforts verticaux comme dans le premier mode de réalisation décrit ci-dessus, et peut donc être du même type que l'attache moteur avant supérieure 134 décrite ci-dessus (figure 9). La figure 17 illustre un ensemble propulsif 10 selon un autre mode de réalisation de l'invention, dans lequel la peau structurale 30a et la peau aérodynamique supérieure 30b présentent globalement la même conformation que dans les modes de réalisation décrits ci-dessus, mais ne sont en revanche pas réalisées d'un seul tenant. Ces deux peaux 30a, 30b sont ici éclissées l'une à l'autre. La peau structurale 30a présente une portion d'extrémité proximale 190 sur laquelle est appliquée une première portion 192 d'une éclisse 194, par exemple au moyen de boulons ou rivets dont seuls les axes 196 sont représentés sur la figure 17. L'éclisse 194 comprend une seconde portion 198 appliquée sur une extrémité distale 200 de la peau aérodynamique supérieure 30b, également au moyen de boulons ou rivets d'axes 202. L'éclisse 194 s'étend de préférence sur toute la longueur de la structure rigide d'accrochage 18.Each of the upper front engine fasteners 172a and 172b is connected to the corresponding yoke 174a, 174b of the front casing 138 by a ball joint connection, and to the corresponding yoke 180a, 180b of the yoke 176 by a pivot connection. In addition, the spreader is itself connected to the fitting 178 carried by the longitudinal beam 72 by a ball joint having a play in the longitudinal direction X. The two upper front engine fasteners 172a and 172b together allow a recovery efforts directed in the vertical direction Z as well as forces directed in the transverse direction Y. FIGS. 15 to 16 illustrate a propulsion unit 10 according to another embodiment of the invention, in which the attachment device 14 comprises an engine attachment. lateral 182 dedicated to the recovery of efforts oriented along the longitudinal direction X, and not the recovery of forces in the transverse direction Y as in the embodiments described above. This lateral engine attachment 182 comprises a fitting 184 fixed to the rigid attachment structure 18, for example on the distal end 78 of the median spar 54. This fitting 184 comprises a bore 186 in which a shear pin 188 is inserted, or spigot, integral with the casing 150 of the turbine engine. The bore 186 has an elongated shape in the vertical direction Z (FIG. 15a) so that the shear pin 188 is locked in the bore 186 in the longitudinal direction X but free to move in the vertical direction Z. In this embodiment, it is not necessary that the rear central engine attachment 152 participates in the recovery of the longitudinal forces, so that it can be dedicated only to the recovery of forces in the transverse direction Y. In this case as illustrated in FIG. 16, the bore 102 of this rear central engine attachment 152 may be elongate in the longitudinal direction so that the corresponding shear pin 156 is locked in the transverse direction Y but not in the longitudinal direction X In addition, in this embodiment, the forward engine attachment is preferably of the same type as that of FIG. orts oriented in the vertical direction Z and the recovery of forces oriented in the transverse direction Y. Alternatively, the recovery of the longitudinal forces can be provided by two thrust rods of known type, each having a rear end connected to the rear casing 144 of the turbine engine and a front end connected to the distal end 26 of the attachment structure 18. In this case, the recovery of the transverse forces can be provided by a lateral engine attachment of the same type as the attachment motor 146 described above with reference to Figures 7 to 12. In addition, the upper front engine attachment can then be dedicated to the recovery of the vertical forces as in the first embodiment described above, and can therefore be the same type as the upper front engine attachment 134 described above (Figure 9). FIG. 17 illustrates a propulsion assembly 10 according to another embodiment of the invention, in which the structural skin 30a and the upper aerodynamic skin 30b have generally the same conformation as in the embodiments described above, but are not however not made in one piece. These two skins 30a, 30b are here spliced to one another. The structural skin 30a has a proximal end portion 190 on which is applied a first portion 192 of a splint 194, for example by means of bolts or rivets of which only the pins 196 are shown in Figure 17. The splint 194 comprises a second portion 198 applied to a distal end 200 of the upper aerodynamic skin 30b, also by means of bolts or rivets of axes 202. The splint 194 preferably extends over the entire length of the rigid attachment structure 18.

Dans l'exemple de la figure 17, les longerons 52, 54, 56 de la structure rigide d'accrochage 18 sont fixés respectivement à l'arceau avant 62, au demi-arceau médian 74, et à l'arceau arrière 64, soit directement au moyen de boulons ou rivets (non représentés) d'axes 204, soit par l'intermédiaire d'une éclisse. En variante, comme l'illustre la figure 18, les longerons 52, 54, 56 peuvent être reliés respectivement à l'arceau avant 62, au demi-arceau médian 74, et à l'arceau arrière 64, par des chapes respectives 206. Dans tous les cas, comme l'illustre la figure 19, la peau structurale 30a peut être prolongée vers le bas entre chaque paire de longerons successifs de la structure rigide d'accrochage 18, de manière à permettre la fixation de cette peau structurale 30a par éclissage sur la peau inférieure 116 du dispositif d'accrochage 14. Un tel éclissage est par exemple réalisé au moyen de deux éclisses 208 (seule l'une étant visible sur la figure 19), dont la première est disposée entre le longeron avant 52 et le longeron médian 54, tandis que la seconde est disposée entre le longeron médian 54 et le longeron arrière 56. Dans l'exemple illustré, ces éclisses 208 sont appliquées sur la face radialement interne de la peau structurale 30a, mais ces éclisses 208 peuvent en variante être appliquées sur la face radialement externe de celle-ci. L'invention peut bien entendu être transposée à d'autres types de turbomoteurs, notamment 5 à un turboréacteur comprenant un doublet d'hélices contrarotatives non carénées montées à l'avant. Dans ce cas, l'agencement du dispositif d'accrochage 14 peut être inversé selon la direction longitudinale, l'arceau additionnel 82 étant alors disposé à l'avant. 10In the example of Figure 17, the longitudinal members 52, 54, 56 of the rigid attachment structure 18 are respectively fixed to the front bow 62, the middle half-bar 74, and the rear bow 64, or directly by means of bolts or rivets (not shown) axes 204, or via a splint. Alternatively, as shown in Figure 18, the longitudinal members 52, 54, 56 may be respectively connected to the front bow 62, the middle half-hoop 74, and the rear bow 64, by respective yokes 206. In any case, as illustrated in FIG. 19, the structural skin 30 a can be extended downwards between each pair of successive longitudinal members of the rigid fastening structure 18, so as to allow the attachment of this structural skin 30 a by This splicing is for example carried out by means of two fishplates 208 (only one being visible in FIG. 19), the first of which is arranged between the front spar 52 and the median spar 54, while the second is disposed between the median spar 54 and the rear spar 56. In the illustrated example, these fishplates 208 are applied to the radially inner face of the structural skin 30a, but these fishplates 208 can alternatively be applied on the radially outer face thereof. The invention can of course be transposed to other types of turboshaft engines, in particular to a turbojet engine comprising a pair of counter-rotating, non-ducted propellers mounted at the front. In this case, the arrangement of the attachment device 14 may be inverted in the longitudinal direction, the additional arch 82 then being arranged at the front. 10

Claims

REVENDICATIONS1. Ensemble propulsif (10) pour aéronef, comprenant un turbomoteur (12), un carénage aérodynamique externe (16) entourant au moins une partie dudit turbomoteur, ainsi qu'un dispositif (14) d'accrochage du turbomoteur comprenant une structure rigide d'accrochage (18) présentant une extrémité proximale (24) destinée à être raccordée à une structure d'aéronef et une extrémité distale (26) agencée en regard du turbomoteur, ladite structure rigide d'accrochage (18) portant des moyens de liaison (28, 134, 140a, 140b, 146, 152, 172a, 172b, 182, 158a, 158b, 158c) reliant ledit turbomoteur (12) à ladite structure rigide d'accrochage (18), caractérisé en ce que : - lesdits moyens de liaison comprennent une sous-structure rigide (28) entourant au moins une partie dudit turbomoteur (12) et reliée à ladite structure rigide d'accrochage (18) ; - ledit carénage aérodynamique externe (16) comprend au moins une peau structurale (30a) reliée à ladite structure rigide d'accrochage (18), et fixée sur ladite sous-structure rigide (28) de manière à recouvrir au moins en partie cette sous-structure rigide (28) ; - lorsque ladite peau structurale (30a) du carénage aérodynamique externe (16) est vue en coupe selon un plan transversal (P) orthogonal à un axe 30 longitudinal (17) dudit turbomoteur, ladite peaustructurale (30a) présente une forme concave en direction dudit axe longitudinal (17) ; - lesdits moyens de liaison sont conformés de sorte qu'une partie des efforts de liaison du turbomoteur (12) à ladite structure rigide d'accrochage (18) passe par ladite peau structurale (30a) dudit carénage aérodynamique externe (16).REVENDICATIONS1. A propulsion unit (10) for an aircraft, comprising a turbine engine (12), an external aerodynamic fairing (16) surrounding at least a portion of said turbine engine, and a device (14) for attaching the turbine engine comprising a rigid attachment structure (18) having a proximal end (24) intended to be connected to an aircraft structure and a distal end (26) arranged facing the turbine engine, said rigid attachment structure (18) carrying connecting means (28, 134, 140a, 140b, 146, 152, 172a, 172b, 182, 158a, 158b, 158c) connecting said turbine engine (12) to said rigid attachment structure (18), characterized in that: - said connecting means comprise a rigid substructure (28) surrounding at least a portion of said turbine engine (12) and connected to said rigid attachment structure (18); said external aerodynamic fairing (16) comprises at least one structural skin (30a) connected to said rigid attachment structure (18), and fixed on said rigid substructure (28) so as to cover at least in part this sub-structure rigid structure (28); when said structural skin (30a) of the external aerodynamic fairing (16) is seen in section along a transverse plane (P) orthogonal to a longitudinal axis (17) of said turbine engine, said structural beam (30a) has a concave shape in the direction of said longitudinal axis (17); - Said connecting means are shaped so that a portion of the turbine engine connecting forces (12) to said rigid attachment structure (18) passes through said structural skin (30a) of said external aerodynamic fairing (16).

2. Ensemble propulsif selon la revendication 1, dans lequel ladite peau structurale (30a) a une étendue circonférentielle comprise entre 90 degrés et 230 degrés autour dudit axe longitudinal (17).The propulsion assembly of claim 1, wherein said structural skin (30a) has a circumferential extent of between 90 degrees and 230 degrees about said longitudinal axis (17).

3. Ensemble propulsif selon la revendication 2, dans lequel : - ladite peau structurale (30a), ainsi que lesdits moyens de liaison reliant ledit turbomoteur (12) à ladite structure rigide d'accrochage (18), sont intégralement compris dans une région (R) de l'espace délimitée par deux demi-plans (Pl, P2) ; - lesdits demi-plans (Pl, P2) sont délimités chacun par ledit axe longitudinal (17) et s'étendent symétriquement de part et d'autre d'un plan longitudinal (V) incluant ledit axe longitudinal (17) ; - chacun desdits demi-plans (Pl, P2) forme un angle 13 inférieur à 120 degrés avec ledit plan longitudinal (V) ; - ledit plan longitudinal (V) est destiné 30 à s'étendre verticalement, et ladite région (R) de l'espace est destinée à s'étendre au-dessus desditsdemi-plans (Pl, P2), lorsque ledit ensemble propulsif (10) équipe un aéronef stationné au sol.3. propulsion unit according to claim 2, wherein: - said structural skin (30a), and said connecting means connecting said turbine engine (12) to said rigid attachment structure (18), are integrally included in a region ( R) of the space delimited by two half-planes (P1, P2); - said half-planes (P1, P2) are each delimited by said longitudinal axis (17) and extend symmetrically on either side of a longitudinal plane (V) including said longitudinal axis (17); each of said half-planes (P1, P2) forms an angle 13 less than 120 degrees with said longitudinal plane (V); said longitudinal plane (V) is intended to extend vertically, and said region (R) of the space is intended to extend above said half-planes (P1, P2), when said propulsion unit (10) ) equip an aircraft parked on the ground.

4. Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel ladite structure rigide d'accrochage (18) s'étend sensiblement latéralement par rapport au turbomoteur (12) de sorte que l'extrémité proximale (24) de cette structure rigide d'accrochage (18) puisse être rapportée latéralement sur une structure (11) d'aéronef.4. propulsion unit according to any one of claims 1 to 3, wherein said rigid attachment structure (18) extends substantially laterally relative to the turbine engine (12) so that the proximal end (24) of this Rigid attachment structure (18) can be attached laterally to an aircraft structure (11).

5. Ensemble propulsif selon la revendication 4, comprenant une peau aérodynamique supérieure (30b) qui recouvre au moins en partie ladite structure rigide d'accrochage (18) et qui est raccordée à une partie d'extrémité proximale de ladite peau structurale (30a) dudit carénage aérodynamique externe (16).A propulsion assembly according to claim 4 comprising an upper aerodynamic skin (30b) which at least partially covers said rigid attachment structure (18) and which is connected to a proximal end portion of said structural skin (30a). said external aerodynamic fairing (16).

6. Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel ladite peau structurale (30a) dudit carénage aérodynamique externe (16) comporte au moins une ouverture de visite (130) munie d'un capot pour l'accès au turbomoteur (12).6. propulsion unit according to any one of claims 1 to 5, wherein said structural skin (30a) of said external aerodynamic fairing (16) comprises at least one inspection opening (130) provided with a cover for access to the turbine engine (12).

7. Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant au moins un panneau de renfort (120) disposé entre le 30 turbomoteur (12) et ladite sous-structure rigide (28) et fixé sur cette dernière.7. Propulsion unit according to any one of claims 1 to 6, comprising at least one reinforcing panel (120) disposed between the turbine engine (12) and said rigid substructure (28) and fixed thereto.

8. Aéronef (8), caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble propulsif (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes.8. Aircraft (8), characterized in that it comprises at least one propulsion unit (10) according to any one of the preceding claims.