FR3006727A1 - TWO-PIECE CONNECTED CONNECTING ROD, FOR USE IN A FLOW OF AN AIRCRAFT ENGINE - Google Patents

Abstract

Bielle de liaison prévue pour être disposée dans un flux (F) d'un moteur d'aéronef, comprenant une barre tubulaire longitudinale profilée (2) disposant à chaque extrémité de moyens de fixation (8), caractérisée en ce qu'elle comporte une pièce principale (4) comprenant une partie centrale longitudinale disposant d'une section transversale creuse ouverte sur un côté, formant globalement un « U », et à chaque extrémité les moyens de fixation (8) réalisés dans la même matière pour former une seule pièce, cette bielle comportant de plus un capot longitudinal (6) refermant l'ouverture de la section transversale de la pièce principale pour former la barre tubulaire profilée (2).Link connecting rod intended to be arranged in a flow (F) of an aircraft engine, comprising a profiled longitudinal tubular bar (2) having at each end of fastening means (8), characterized in that it comprises a main piece (4) comprising a longitudinal central portion having a hollow cross section open on one side, generally forming a "U", and at each end the fastening means (8) made of the same material to form a single piece , this connecting rod further comprising a longitudinal cover (6) closing the opening of the cross section of the main piece to form the profiled tubular bar (2).

Description

La présente invention concerne une bielle de liaison destinée à être disposée dans le flux aérodynamique d'un moteur d'aéronef, ainsi qu'une nacelle de moteur d'aéronef comportant une telle bielle. Certains ensembles de motorisation pour les aéronefs comportent une 5 nacelle formant une enveloppe extérieure globalement cylindrique, comprenant à l'intérieur un turboréacteur disposé suivant l'axe longitudinal de cette nacelle. Le turboréacteur reçoit à l'avant de l'air frais, et rejette vers l'arrière les gaz chauds issus de la combustion du carburant, qui donnent une certaine 10 poussée. Pour les turboréacteurs à double flux, des aubes de soufflante disposées autour du turboréacteur génèrent un flux secondaire important d'air froid le long d'une veine annulaire se trouvant entre le moteur et la nacelle, qui ajoute une poussée élevée. La nacelle comporte pour les turboréacteurs à double flux, en partant de 15 l'avant un tronçon amont comprenant l'entrée d'air, un tronçon médian entourant la soufflante du flux secondaire, et un tronçon aval se trouvant au niveau de la chambre de combustion du turboréacteur, qui peut comporter différents systèmes comme des dispositifs d'inversion de poussée, et une tuyère d'éjection des gaz. 20 La motorisation est reliée à l'aéronef par un mât formant un plan profilé suivant l'axe longitudinal, qui traverse la nacelle pour supporter le turboréacteur. L'ensemble des composants qui se trouvent dans les flux aérodynamiques, en particulier dans les flux de gaz chauds et froids comportant des vitesses élevées, doivent assurer une bonne performance 25 aérodynamique afin de limiter le freinage des gaz et les pertes de poussée. Pour assurer des liaisons entre différents éléments dans la nacelle, on peut disposer dans les flux de gaz des bielles profilées, comme des bras de suspension dans la zone de la soufflante, ou des bielles de volets d'un inverseur de poussée disposées dans le flux secondaire. 30 Ces bielles ont des exigences fonctionnelles importantes, comportant notamment un bon profil aérodynamique, une résistance élevée en regard des contraintes mécaniques et des conditions thermiques, ainsi qu'une masse minimale. De plus, les procédés de fabrication doivent être particulièrement fiables. Il est connu de réaliser des bielles massives usinées entièrement dans un même bloc de matière, afin d'obtenir en une seule pièce la barre comprenant le profil aérodynamique souhaité, ainsi que les moyens de liaison à ses extrémités. Ce type de bielle comprenant une forme pleine pour réaliser le profil aérodynamique, comporte alors une masse importante. Il est connu aussi pour constituer la bielle, d'utiliser une barre tubulaire 10 de section constante sur laquelle on fixe à chaque extrémité un embout de fixation. On notera que les assemblages des embouts sur la barre, transmettant les efforts appliqués sur la bielle, sont soumis aux contraintes mécaniques transmises par cette bielle. L'assemblage des embouts de fixation sur la barre peut être fait par 15 soudure, ce qui donne une liaison relativement compact, mais comportant des difficultés de contrôle. Cet assemblage peut aussi être fait par des moyens mécaniques, mais dans ce cas il est relativement encombrant. Par ailleurs ce type de bielle comprenant trois parties assemblées pour transmettre les efforts, comporte un coût de production relativement élevé. 20 La présente invention a notamment pour but d'éviter ces inconvénients de la technique antérieure. Elle propose à cet effet une bielle de liaison prévue pour être disposée dans un flux d'un moteur d'aéronef, comprenant une barre tubulaire longitudinale profilée, disposant à chaque extrémité de moyens de fixation, 25 caractérisée en ce qu'elle comporte une pièce principale comprenant une partie centrale longitudinale disposant d'une section transversale creuse ouverte sur un côté, formant globalement un « U », et à chaque extrémité les moyens de fixation réalisés dans la même matière pour former une seule pièce, cette bielle comportant de plus un capot longitudinal rapporté 30 refermant l'ouverture de la section transversale de la pièce principale pour former la barre tubulaire profilée.The present invention relates to a connecting rod intended to be arranged in the aerodynamic flow of an aircraft engine, and an aircraft engine nacelle comprising such a connecting rod. Some actuator assemblies for aircraft comprise a nacelle forming a generally cylindrical outer casing, comprising inside a turbojet arranged along the longitudinal axis of this nacelle. The turbojet receives fresh air in the front, and throws back the hot gases from the combustion of the fuel, which give a certain thrust. For turbofan engines, fan blades arranged around the turbojet generate a large secondary flow of cold air along an annular vein between the engine and the nacelle, which adds a high thrust. The nacelle comprises, for the turbofan engines, from the front an upstream section comprising the air inlet, a median section surrounding the secondary flow blower, and a downstream section located at the level of the chamber. combustion of the turbojet, which may include various systems such as thrust reversers, and a throttle nozzle. The engine is connected to the aircraft by a mast forming a profile plane along the longitudinal axis, which passes through the nacelle to support the turbojet engine. All of the components found in the aerodynamic flows, particularly in the high velocity hot and cold gas streams, must provide good aerodynamic performance to limit gas braking and thrust losses. To ensure connections between different elements in the nacelle, profiled connecting rods can be arranged in the gas flows, such as suspension arms in the zone of the fan, or rods of flaps of a thrust reverser arranged in the flow. secondary. These rods have important functional requirements, including a good aerodynamic profile, high resistance to mechanical stresses and thermal conditions, and a minimum mass. In addition, the manufacturing processes must be particularly reliable. It is known to produce massive rods machined entirely in the same block of material, in order to obtain in one piece the bar comprising the desired aerodynamic profile, as well as the connection means at its ends. This type of connecting rod comprising a solid shape to achieve the aerodynamic profile, then has a large mass. It is also known to constitute the connecting rod, to use a tubular rod 10 of constant section on which is fixed at each end a fixing end. It will be noted that the assemblies of the end pieces on the bar, transmitting the forces applied to the connecting rod, are subjected to the mechanical stresses transmitted by this connecting rod. The mounting of the fixing tips on the bar can be done by welding, which gives a relatively compact connection, but with control difficulties. This assembly can also be done by mechanical means, but in this case it is relatively bulky. Moreover this type of connecting rod comprising three parts assembled to transmit the forces, has a relatively high production cost. The present invention is intended in particular to avoid these disadvantages of the prior art. It proposes for this purpose a link rod intended to be arranged in a flow of an aircraft engine, comprising a profiled longitudinal tubular bar, having at each end of fixing means, characterized in that it comprises a piece core comprising a longitudinal central portion having a hollow cross section open on one side, generally forming a "U", and at each end the fastening means made of the same material to form a single piece, this connecting rod further comprising a longitudinal insert 30 closing the opening of the cross section of the main part to form the profiled tubular bar.

Un avantage de ce type de bielle de liaison est qu'avec les moyens de fixation directement formés dans la pièce principale, et le capot fermant l'ouverture de la section transversale, on réalise une bielle comprenant une résistance mécanique élevée, et une masse réduite grâce au creux de la barre tubulaire, sans utiliser de procédés de raccordement d'embouts rapportés qui sont onéreux. De plus cette bielle peut comporter un contour extérieur fermé comprenant de bonnes caractéristiques aérodynamiques, ce qui limite le freinage des flux d'air ou de gaz, et améliore les performances de la motorisation.An advantage of this type of connecting rod is that with the fastening means directly formed in the main part, and the cover closing the opening of the cross section, a connecting rod is made comprising a high mechanical strength, and a reduced mass. thanks to the hollow of the tubular bar, without using methods of connection tips reported that are expensive. In addition this rod may include a closed outer contour including good aerodynamic characteristics, which limits the braking of air or gas flows, and improves the performance of the engine.

La bielle de liaison selon l'invention peut comporter de plus une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, qui peuvent être combinées entre elles. Avantageusement, la section transversale creuse forme globalement un « U » ouvert destiné à être orienté vers le côté aval du flux, comportant deux ailes latérales. De cette manière, le bord d'attaque ne comprenant pas de raccordement favorise les écoulements du flux. Avantageusement, les deux ailes latérales se prolongent suivant le sens du flux sur environ les trois-quarts de la hauteur totale de la barre tubulaire, ce qui donne une résistance élevée à cette barre.The connecting rod according to the invention may furthermore comprise one or more of the following characteristics, which may be combined with each other. Advantageously, the hollow cross section generally forms an open "U" intended to be oriented towards the downstream side of the flow, comprising two lateral wings. In this way, the leading edge not including a connection favors flow flows. Advantageously, the two lateral wings extend in the direction of flow about three-quarters of the total height of the tubular bar, which gives a high resistance to this bar.

Avantageusement, le capot comporte deux ailes latérales comprenant chacune un rebord qui s'ajuste à l'intérieur de l'extrémité aval d'une aile de la pièce principale. Cette disposition permet d'assurer un bon ajustement des surfaces extérieures. Selon un mode de réalisation, l'extrémité amont de chaque aile du capot comporte un décrochement continu tourné vers l'extérieur, formant les rebords qui s'ajustent à l'intérieur des extrémités aval des ailes. On réalise ainsi un appui continu des deux pièces sur toute la longueur longitudinale. Le capot peut être fixé sur la pièce principale par une soudure ou un collage. De cette manière ce capot renforce la pièce principale.Advantageously, the hood has two lateral wings each comprising a flange which fits inside the downstream end of a wing of the main room. This arrangement ensures a good fit of the outer surfaces. According to one embodiment, the upstream end of each wing of the hood comprises a continuous recess facing outwards, forming the flanges which fit inside the downstream ends of the wings. This provides a continuous support of the two parts over the entire longitudinal length. The cover can be attached to the main part by welding or gluing. In this way this hood reinforces the main room.

Selon un autre mode de réalisation, chaque aile du capot comporte des pattes qui s'étendent suivant l'axe du flux, formant les rebords qui s'ajustent à l'intérieur de l'extrémité aval des ailes. On réalise ainsi des appuis ponctuels entre les deux pièces. Chaque patte peut comporter un perçage qui est ajusté sur un perçage correspondant des ailes de la pièce principale, afin de recevoir un élément de fixation. Cette disposition peut permettre un démontage plus facile du capot. Avantageusement, chaque extrémité de la barre tubulaire assemblée, est raccordée à son moyen de fixation par une pente formant un raccordement progressif, afin d'éviter des concentrations de contraintes.According to another embodiment, each wing of the hood comprises lugs which extend along the axis of the flow, forming the flanges which fit inside the downstream end of the wings. One thus carries out punctual supports between the two parts. Each leg may have a bore which is fitted to a corresponding hole in the wings of the main piece to receive a fastener. This arrangement may allow easier disassembly of the hood. Advantageously, each end of the assembled tubular bar is connected to its fixing means by a slope forming a progressive connection, in order to avoid stress concentrations.

L'invention a aussi pour objet une nacelle de turboréacteur, cette nacelle disposant de bielles de liaison comportant l'une quelconque des caractéristiques précédentes, qui supportent des éléments intérieurs. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques et avantages apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, donnée à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue en perspective d'une bielle complète selon l'invention, comprenant une pièce principale comportant le bord d'attaque, et un capot comportant le bord de fuite ; - la figure 2 est une coupe transversale de la partie longitudinale de cette bielle ; - la figure 3 est une vue en perspective de la pièce principale seule ; - la figure 4 est une vue en perspective d'un capot seul selon une variante ; et - la figure 5 est une coupe transversale de ce capot.The invention also relates to a turbojet nacelle, this nacelle having connecting rods having any of the preceding features, which support internal elements. The invention will be better understood and other features and advantages will emerge more clearly on reading the following description, given by way of example with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a perspective view of FIG. a complete connecting rod according to the invention, comprising a main part comprising the leading edge, and a cover comprising the trailing edge; - Figure 2 is a cross section of the longitudinal portion of this rod; FIG. 3 is a perspective view of the main piece alone; - Figure 4 is a perspective view of a hood alone according to a variant; and - Figure 5 is a cross section of this cover.

Les figures 1 à 3 présentent une bielle comprenant une partie centrale formant une barre longitudinale 2 de section transversale tubulaire sensiblement constante, disposant à chaque extrémité de moyens de fixation 8. La section transversale de la barre tubulaire 2 comporte un contour 30 extérieur aérodynamique globalement ovale, comprenant une hauteur suivant l'axe « X » prévue pour être disposée dans le sens d'un flux venant de l'amont indiqué par une flèche « F », de gaz chauds ou d'air générés par un moteur d'aéronef. La hauteur de la section ovale est environ trois fois plus grande que sa largeur suivant l'axe « Y ». La section symétrique par rapport à l'axe X, comporte un côté amont comprenant le bord d'attaque 10, et un côté aval opposé comprenant le bord de fuite 12. La barre tubulaire 2 est formée par la partie longitudinale rectiligne d'une pièce principale 4 se trouvant du côté amont, comprenant un creux qui est fermé par un capot 6 se trouvant du côté aval. La pièce principale 4 comporte aux extrémités de sa partie longitudinale les deux moyens de fixation 8, l'ensemble étant réalisé dans la même matière pour former directement une seule pièce. La partie longitudinale de la pièce principale 4 comporte une section transversale formant un « U » comprenant au centre le bord d'attaque 10, reliant deux ailes 14 disposées de chaque côté. La hauteur de cette section se prolonge suivant le sens du flux F, sur environ les trois-quarts de la hauteur totale de la barre tubulaire 2. Le creux intérieur de la partie longitudinale de la pièce principale 4 comporte deux côtés parallèles 16 constituant l'intérieur de chaque aile 14, et un fond perpendiculaire 18 raccordé aux côtés par des rayons de raccordement. Le creux intérieur forme ainsi les ailes 14 disposant d'une épaisseur relativement mince, qui sont reliées entre elles par une partie centrale plus massive. Le capot 6 comporte aussi une section formant un « U », comprenant au centre le bord de fuite 12, reliant deux ailes 20 disposées de chaque côté. Le creux intérieur du capot 6 comporte comme pour la pièce principale 4, deux côtés parallèles 22 constituant l'intérieur de chaque aile 20, et un fond perpendiculaire 24 raccordé à ces côtés par des rayons de raccordement.FIGS. 1 to 3 show a connecting rod comprising a central part forming a longitudinal bar 2 of substantially constant tubular cross-section, having fastening means at each end 8. The cross section of the tubular bar 2 has a generally oval aerodynamic outside contour 30 , comprising a height along the axis "X" intended to be arranged in the direction of a flow from the upstream indicated by an arrow "F", hot gases or air generated by an aircraft engine. The height of the oval section is about three times greater than its width along the "Y" axis. The symmetrical section with respect to the X axis comprises an upstream side comprising the leading edge 10, and an opposite downstream side comprising the trailing edge 12. The tubular bar 2 is formed by the rectilinear longitudinal part of a part main 4 located on the upstream side, comprising a hollow which is closed by a cover 6 located on the downstream side. The main part 4 comprises at the ends of its longitudinal portion the two fastening means 8, the assembly being made of the same material to directly form a single piece. The longitudinal portion of the main part 4 has a cross section forming a "U" comprising in the center the leading edge 10, connecting two wings 14 arranged on each side. The height of this section extends along the direction of the flow F, about three-quarters of the total height of the tubular bar 2. The inner hollow of the longitudinal portion of the main part 4 has two parallel sides 16 forming the inside each wing 14, and a perpendicular bottom 18 connected to the sides by connecting radii. The inner hollow thus forms the wings 14 having a relatively thin thickness, which are interconnected by a central portion more massive. The cover 6 also has a section forming a "U", comprising in the center the trailing edge 12, connecting two wings 20 arranged on each side. The inner hollow of the cover 6 comprises, as for the main part 4, two parallel sides 22 constituting the inside of each wing 20, and a perpendicular bottom 24 connected to these sides by connection radii.

L'extrémité amont de chaque aile 20 du capot 6 comporte un décrochement 26 continu tourné vers l'extérieur, qui reçoit de manière ajustée l'extrémité aval d'une aile 14 de la pièce principale 4. Les contours extérieurs des deux ailes 14, 20 ainsi reliées ensemble, sont ajustés de manière à former une surface extérieure lisse qui favorise l'aérodynamisme de la barre tubulaire 2.The upstream end of each wing 20 of the hood 6 comprises an outwardly-facing continuous recess 26 which fits the downstream end of a wing 14 of the main part 4 in an adjusted manner. The outer contours of the two wings 14, Thus connected together, are adjusted to form a smooth outer surface which promotes the aerodynamics of the tubular bar 2.

La pièce principale 4 et le capot 6 sont réalisées chacune par usinage d'un bloc de matière, permettant d'obtenir des pièces homogènes et résistantes, simples à contrôler. On notera que les creux intérieurs de ces pièces ouvertes sont faciles à usiner. Le capot 6 peut être fixé sur la pièce principale 4 par tous moyens 10 connus, comprenant notamment une soudure ou un collage. On obtient ainsi un capot 6 qui referme le creux intérieur de la pièce principale 4, de manière parfaitement ajustée pour obtenir un bon profil aérodynamique. Chaque moyen de fixation des extrémités de la pièce principale 4, constitue un anneau 8 comprenant un perçage central 30 dont l'axe est 15 disposé parallèlement à l'axe X. Suivant l'axe Y, ces anneaux 8 dépassent de la largeur de la barre tubulaire 2, et comportent un diamètre extérieur égal à environ deux fois cette largeur. Chaque extrémité de la barre tubulaire 2 comprenant l'ensemble pièce principale 4 et capot 6, est raccordée à son anneau 8 par une pente 32, 34 20 dans le plan X-Z, qui est formée de chaque côté de cet anneau. On réalise ainsi un raccordement progressif de la barre tubulaire 2 avec les anneaux d'extrémité 8, qui permet d'éviter une concentration de contraintes au niveau des raccordements entre cette barre et ces moyens de fixation. En particulier, les pentes de raccordement 32 d'une des extrémités sont 25 fortement inclinées, et les pentes 34 de l'autre extrémité sont faiblement inclinées. On obtient ainsi une bielle légère, comportant une résistance mécanique élevée grâce à la réalisation par usinage de la pièce principale 4, comprenant dans la même matière la partie longitudinale et ses deux 30 moyens de fixation 8 aux extrémités. De plus, cette pièce principale 4 est facile à contrôler.The main part 4 and the cover 6 are each made by machining a block of material, to obtain homogeneous and resistant parts, simple to control. Note that the inner recesses of these open parts are easy to machine. The cover 6 can be fixed on the main part 4 by any known means, including a weld or a bonding. This provides a cover 6 which closes the inner recess of the main part 4, perfectly adjusted to obtain a good aerodynamic profile. Each fastening means of the ends of the main part 4, constitutes a ring 8 comprising a central bore 30 whose axis is disposed parallel to the axis X. Along the Y axis, these rings 8 exceed the width of the tubular bar 2, and have an outer diameter equal to about twice this width. Each end of the tubular bar 2 comprising the main body assembly 4 and cover 6, is connected to its ring 8 by a slope 32, 34 in the plane X-Z, which is formed on each side of this ring. Thus, a progressive connection of the tubular bar 2 with the end rings 8, which avoids a concentration of stress at the connections between this bar and these fixing means. In particular, the connecting slopes 32 of one end are steeply inclined, and the slopes 34 of the other end are slightly inclined. A lightweight rod is thus obtained, which has a high mechanical strength thanks to the machining of the main part 4, comprising in the same material the longitudinal part and its two fixing means 8 at the ends. In addition, this main room 4 is easy to control.

On notera que les ailes 14 de la pièce principale 4 comprenant une grande hauteur, donne à cette pièce une rigidité élevée. Les figures 4 et 5 présentent en variante un capot 6 comprenant des ailes 20 dont les bords tournées vers le côté amont, se terminent par une coupe droite qui est parallèle à l'axe Y, sans décrochement tourné vers l'extérieur. Chaque aile 20 comporte à chaque extrémité longitudinale une patte 40 qui s'étend suivant l'axe X, formant un rebord venant s'appliquer sur le côté intérieur 16 des ailes 14 de la pièce principale 4, afin d'ajuster précisément le contour extérieur du capot 6 sur celui de cette pièce principale. Chaque patte 40 comporte un perçage central 42 qui est ajusté sur un perçage correspondant des ailes 14 de la pièce principale 4, afin de recevoir un élément de fixation comme une vis ou un rivet. On réalise ainsi de cette manière une fixation simple et économique du capot 6 sur la pièce principale 4, qui peut permettre en particulier un démontage ultérieur, pour réaliser par exemple un contrôle de ces pièces.It will be noted that the wings 14 of the main piece 4 comprising a high height, gives this piece a high rigidity. Figures 4 and 5 show alternatively a cover 6 comprising wings 20 whose edges facing the upstream side, terminate in a straight section which is parallel to the Y axis, without recess facing outwards. Each wing 20 comprises at each longitudinal end a tab 40 which extends along the axis X, forming a flange coming to be applied on the inner side 16 of the wings 14 of the main part 4, in order to precisely adjust the outer contour hood 6 on that of this main room. Each lug 40 has a central bore 42 which is fitted on a corresponding hole of the wings 14 of the main part 4, in order to receive a fastening element such as a screw or a rivet. In this way, a simple and economical fastening of the cover 6 to the main part 4 is achieved, which can in particular enable subsequent disassembly, for example to carry out a check of these parts.

Claims (10)

REVENDICATIONS1 - Bielle de liaison prévue pour être disposée dans un flux (F) d'un moteur d'aéronef, comprenant une barre tubulaire longitudinale profilée (2) disposant à chaque extrémité de moyens de fixation (8), caractérisée en ce qu'elle comporte une pièce principale (4) comprenant une partie centrale longitudinale disposant d'une section transversale creuse ouverte sur un côté, formant globalement un « U », et à chaque extrémité les moyens de fixation (8) réalisés dans la même matière pour former une seule pièce, cette bielle comportant de plus un capot longitudinal (6) rapporté refermant l'ouverture de la section transversale de la pièce principale pour former la barre tubulaire profilée (2).CLAIMS1 - Link connecting rod intended to be arranged in a flow (F) of an aircraft engine, comprising a profiled longitudinal tubular bar (2) having at each end of fastening means (8), characterized in that it comprises a main part (4) comprising a longitudinal central part having a hollow cross section open on one side, generally forming a "U", and at each end the fixing means (8) made of the same material to form a single piece, this connecting rod further comprising a longitudinal cover (6) attached closing the opening of the cross section of the main piece to form the profiled tubular bar (2). 2 - Bielle de liaison selon la revendication 1, caractérisée en ce que la section transversale creuse forme globalement un « U » ouvert destiné à être orienté vers le côté aval du flux (F), comportant deux ailes latérales (14).2 - connecting rod according to claim 1, characterized in that the hollow cross section generally forms an "U" open to be oriented towards the downstream side of the stream (F), having two side wings (14). 3 - Bielle de liaison selon la revendication 2, caractérisée en ce que la section transversale avec ses deux ailes latérales (14) se prolonge suivant le sens du flux (F), sur environ les trois-quarts de la hauteur totale de la barre tubulaire (2).3 - connecting rod according to claim 2, characterized in that the cross section with its two side wings (14) extends along the direction of flow (F), about three quarters of the total height of the tubular bar (2). 4 - Bielle de liaison selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que le capot (6) comporte deux ailes latérales (20) comprenant chacune un rebord (26, 40) qui s'ajuste à l'intérieur (16) de l'extrémité aval d'une aile (14) de la pièce principale (4).4 - connecting rod according to claim 2 or 3, characterized in that the cover (6) comprises two lateral wings (20) each comprising a flange (26, 40) which fits inside (16) of the downstream end of a wing (14) of the main piece (4). 5 - Bielle de liaison selon la revendication 4, caractérisée en ce que l'extrémité amont de chaque aile (20) du capot (6) comporte un décrochement (26) continu tourné vers l'extérieur, formant le rebord qui s'ajuste à l'intérieur (16) de l'extrémité aval d'une aile (14).5 - connecting rod according to claim 4, characterized in that the upstream end of each wing (20) of the cover (6) comprises a recess (26) continuously facing outwardly, forming the rim which adjusts to the interior (16) of the downstream end of a wing (14). 6 - Bielle de liaison selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le capot (6) est fixé sur la pièce principale (4) par une soudure ou un collage.6 - connecting rod according to any one of the preceding claims, characterized in that the cover (6) is fixed on the main part (4) by welding or gluing. 7 - Bielle de liaison selon la revendication 5, caractérisée en ce que chaque aile (20) comporte des pattes (40) qui s'étendent suivant l'axe du flux (F), formant les rebords qui s'ajustent à l'intérieur (16) de l'extrémité aval des ailes (14).7 - connecting rod according to claim 5, characterized in that each wing (20) has tabs (40) which extend along the axis of the flow (F), forming the flanges which fit inside (16) of the downstream end of the wings (14). 8 - Bielle de liaison selon la revendication 7, caractérisée en ce que chaque patte (40) comporte un perçage (42) qui est ajusté sur un perçage correspondant des ailes (14) de la pièce principale (4), afin de recevoir un élément de fixation.8 - connecting rod according to claim 7, characterized in that each lug (40) has a bore (42) which is fitted on a corresponding hole of the wings (14) of the main part (4), in order to receive an element of fixation. 9 - Bielle de liaison selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque extrémité de la barre tubulaire (2) assemblée, est raccordée à son moyen de fixation (8) par une pente (32, 34) formant un raccordement progressif.9 - connecting rod according to any one of the preceding claims, characterized in that each end of the tubular bar (2) assembled, is connected to its fastening means (8) by a slope (32, 34) forming a connection progressive. 10 - Nacelle de turboréacteur, caractérisée en ce qu'elle dispose de bielles de liaison réalisées selon l'une quelconque des revendications précédentes, pour supporter des éléments intérieurs.10 - turbojet engine nacelle, characterized in that it has connecting rods made according to any one of the preceding claims, for supporting internal elements.