Brevet FR2732947A1 — publié le 19961018

La présente invention concerne un montage pour coupler un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante sur une structure d'avion. Des montages conventionnels pour des moteurs à turbine à gaz à turbosoufflante à taux de dilution élevé sont relativement lourd et relativement cher à produire. La présente invention cherche à fournir un montage pour coupler un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante à une structure d'avion qui présente une rigidité relativement élevée, qui a un poids relativement faible et qui est relativement peu coûteux à produire. Par conséquent, la présente invention fournit un montage pour coupler un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante à une structure d'avion, le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante ayant un axe et comprenant une veine chaude et une soufflante, la veine chaude ayant des moyens de compression, des moyens de combustion ,des moyens de turbine et un carter de veine chaude, la soufflante fonctionnant à l'intérieur d'un conduit de soufflante défini en partie par un carter de soufflante, le carter de soufflante s'étendant à partir d'une entrée du conduit de soufflante vers une tuyère du conduit de soufflante, la structure d'avion a trois points de montage sur, ou fixés à la structure d'avion, les trois points de montage étant arrangés aux sommets d'un premier triangle, le carter de soufflante ayant trois points de montage arrangés aux sommets d'un second triangle, des moyens de support connectant les trois points de montage sur le carter de soufflante avec le carter de veine chaude pour supporter la veine chaude, des premiers moyens de connexion connectant un premier point parmi les points de montage sur la structure d'avion avec les trois points de montage sur le carter de soufflante, des seconds moyens de connexion connectant un second point parmi les points de montage sur la structure d'avion avec deux des points de montage sur le carter de soufflante, et des troisièmes moyens de connexion connectant un troisième point parmi les points de montage sur la structure d'avion avec au moins un des points de montage sur le carter de soufflante. De préférence, les trois points de montage sur la structure d'avion sont arrangés dans un premier plan, le carter de soufflante ayant un premier point de montage dans un second plan, le second plan étant arrangé perpendiculairement à l'axe du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante, le carter de soufflante ayant un second point de montage et un troisième point de montage dans un troisième plan, le troisième plan étant arrangé perpendiculairement à l'axe du moteur à turbine à gaz, le troisième plan étant espacé axialement du second plan, les second et troisième points de montage étant espacés angulairement sur le carter de soufflante de telle sorte que les trois points de montage sur le carter de soufflante sont arrangés aux sommets du second triangle, les seconds moyens de connexion connectant un second point de montage parmi les points de montage sur la structure d'avion avec les second et troisième points de montage sur le carter de soufflante, les troisièmes moyens de connexion connectant un troisième point de montage parmi les points de montage sur la structure d'avion avec au moins un parmi les second et troisième points de connexion sur le carter de soufflante. De préférence, le premier plan contient l'axe du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante, le premier point de montage est arrangé dans le premier plan, les second et troisième points de montage sont espacés angulairement sur chaque côté du premier plan. De préférence, le troisième plan est arrangé axialement en aval du second plan. De préférence, les premiers moyens de connexion comprennent une première liaison connectant le premier point de montage sur la structure d'avion avec le premier point de montage sur le carter de soufflante, une seconde liaison connectant le premier point de montage sur la structure d'avion avec le second point de montage sur le carter de soufflante et une troisième liaison connectant le premier point de montage sur la structure d'avion avec le troisième point de montage sur le carter de soufflante. De préférence, les seconds moyens de connexion comprennent une quatrième liaison connectant le second point de montage sur la structure d'avion avec le second point de montage sur le carter de soufflante et une cinquième liaison connectant le second point de montage sur la structure d'avion avec le troisième point de montage sur le carter de soufflante. De préférence, les troisièmes moyens de connexion comprennent une sixième liaison connectant le troisième point de montage sur la structure d'avion avec le second point de montage sur le carter de soufflante. De préférence, les troisièmes moyens de connexion comprennent une septième liaison connectant le troisième point de montage sur la structure d'avion avec le troisième point de montage sur le carter de soufflante. De préférence, le carter de soufflante a un quatrième point et un cinquième point arrangés dans le second plan, le premier point de montage, le quatrième point et le cinquième point étant espacés angulairement sur le carter de soufflante aux sommets d'un troisième triangle, le carter de soufflante ayant un sixième point arrangé dans le troisième plan, le second point de montage, le troisième point de montage et le sixième point étant espacé angulairement sur le carter de soufflante aux sommets d'un quatrième triangle, des quatrièmes moyens de connexion connectant le premier point de montage avec le second point de montage et le troisième point de montage, des cinquièmes moyens de connexion connectant le quatrième point avec le troisième point de montage et le sixième point, des sixièmes moyens de connexion connectant le cinquième point avec le second point de montage et le sixième point. De préférence, les quatrièmes moyens de connexion comprennent une huitième liaison connectant le premier point de montage avec le second point de montage et une neuvième liaison connectant le premier point de montage avec le troisième point de montage. De préférence, les cinquièmes moyens de connexion comprennent une dixième liaison connectant le quatrième point avec le troisième point de montage et une onzième liaison connectant le quatrième point avec le sixième point. De préférence, les sixièmes moyens de connexion comprennent une douzième liaison connectant le cinquième point avec le second point de montage et une treizième liaison connectant le cinquième point avec le sixième point. De préférence, le premier point de montage, le quatrième point et le cinquième point sont espacés l'un de l'autre de 1200 pour former un triangle équilatéral. De préférence, le second point de montage, le troisième point de montage et le sixième point sont espacés l'un de l'autre de 1200 pour former un triangle équilatéral. De préférence, les points dans le second plan sont tournés angulairement de 600 par rapport aux points dans le troisième plan. De préférence, la première liaison comprend des moyens pour commander la longueur de la première liaison pour faire varier l'angle de pas du moteur de la turbine à gaz à turbosoufflante par rapport à la structure d'avion. De préférence, des moyens pour commander la longueur de la première liaison comprennent un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique. De préférence, la quatrième liaison comprend des moyens pour commander la longueur de la quatrième liaison pour faire varier l'angle de lacet du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante par rapport à la structure d'avion. De préférence, des moyens pour commander la longueur de la quatrième liaison comprennent un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique. De préférence, la huitième liaison , la neuvième liaison, la dixième liaison , la onzième liaison, la douzième liaison et la treizième liaison comprennent chacune des moyens pour commander la longueur de la liaison respective pour faire tourner, ou translater, une partie amont du carter de soufflante pour faire varier l'interstice entre la soufflante et le conduit de soufflante. De préférence, chacune des liaisons comprend un tube creux. De préférence, chaque tube creux comprend une pluralité de fibres tressés et arrangés dans un matériau de matrice. De préférence, les fibres sont des fibres de carbone. En variante, chaque tube creux comprend un composite à matrice métallique. Les moyens de support peuvent comprendre une pluralité de rayons s'étendant radialement arrangés dans le second plan connectant le premier point de montage sur le carter de soufflante et le carter de veine chaude et une pluralité de cadres triangulaires arrangées dans le troisième plan connectant les second et troisième points de montage sur le carter de soufflante et le carter de veine chaude. La présente invention sera maintenant plus complètement décrite à titre d'exemple en référence aux dessins joints, sur lesquels: La figure 1 est une vue en perspective d'un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante ayant un montage selon la présente invention. La figure 2 est une vue partielle en section à travers le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante représenté sur la figure 1. La figure 3 est une vue en perspective d'un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante ayant une variante du montage selon la présente invention. La figure 4 est une vue partielle en section à travers le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante représenté sur la figure 3. La figure 5 est une vue en perspective d'un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante ayant une autre variante de montage selon la présente invention. Un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 à taux de dilution élevé est représenté sur les figures 1 et 2 et comprend un ensemble de soufflante 12 et une veine chaude 14, l'ensemble de soufflante 12, non représenté sur la figure 1, est positionné en amont de la veine chaude 14. L'ensemble de soufflante 12 est arrangé dans un conduit de soufflante 16 défini en partie par un carter de soufflante 18, le conduit de soufflante 16 ayant une entrée 20 à son extrémité amont et une tuyère à son extrémité aval. Le carter de soufflante 18 s'étend à partir de l'entrée 20 vers la tuyère 22. La veine chaude 14 comprend en série d'écoulement axial, un compresseur moyenne pression 24, un compresseur haute pression 26, des moyens de combustion 28, des moyens de turbine 30 et une tuyère 32. Une partie de l'air initialement comprimée par l'ensemble de soufflante 12 s'écoule à travers les compresseurs moyenne et haute pression 24, 26 vers les moyens de combustion 28, qui peuvent être une chambre de combustion annulaire ou une chambre de combustion tubo-annulaire. Du carburant est brûlé dans les moyens de combustion 28 pour produire des gaz chauds qui s'écoulent à travers les moyens de turbine 30. Les moyens de turbine 30 entraînent l'ensemble de soufflante 12, le compresseur moyenne pression 24 et le compresseur haute pression 26 via des arbres respectifs (non représentés).L'air entraîné à travers la tuyère 22 par l'ensemble de soufflante 12 fournit la majeur partie de la poussé. La veine chaude 14 est enfermée dans un carter 34 de veine chaude. Le carter de soufflante 18 est relié au carter 34 de veine chaude dans une position amont par une pluralité de rayon 36 espacés angulairement et s'étendant radialement, dans le cas présent, les aubes de guidage de sortie, qui sont positionnées en aval de l'ensemble de soufflante 12. Le carter de soufflante 18 est également relié au carter 34 de veine chaude en une position aval par trois cadres triangulaires 38 espacés angulairement qui sont positionnés adjacents à la tuyère 32. Les cadres triangulaires 38 sont connectés à la structure arrière de turbine (non représenté). Les rayons 36 et les cadres triangulaires 38 supportent la veine chaude 14 à partir du carter de soufflante 18. Les rayons 36 fournissent la liaison de poussée à partir de la veine chaude 14 vers le carter de soufflante 18. Le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 à taux de dilution élevé est monté sur un caisson d'aile d'avion, ou sur une barre de mat 40 par un montage à décrire ci-après. Le montage 42 comprend trois points de montage, c'est à dire des pattes 44, 46, et 48 sur la structure d'avion 40. Les trois points de montage 44, 46 et 48 sont arrangés aux sommets d'un premier triangle, et les trois points de montage sont arrangés dans un premier plan A contenant l'axe X du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10. Le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 comporte trois point de montage 50, 52 et 54 sur le carter de soufflante 18. Le premier point de montage 50 est situé dans un second plan B, qui est arrangé perpendiculairement à l'axe X du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10. Le premier point de montage 50 est également situé dans le premier plan A. Le second point de montage 52 et le troisième point de montage 54 sont situés dans un troisième plan C qui est arrangé perpendiculairement à l'axe X du moteur à turbine à gaz 10.Le second plan B est situé dans le plan des rayons 36 et le troisième plan est situé dans le plan des cadres triangulaires 38. Ainsi, le second plan B est situé axialement en amont du troisième plan C. Les second et troisième points de montage 52 et 54 sont espacés angulairement sur chaque côté du premier plan A de telle sorte que les trois points de montage 50, 52, et 54 sur le carter de soufflante sont arrangés aux sommets d'un second triangle. Le plan A est dans le plan du papier de la figure 2. Une première liaison 56 connecte le premier point de montage 44 sur la structure d'avion 40 avec le premier point de montage 50 sur le carter de soufflante 18. Une seconde liaison 58 connecte le premier point de montage 44 sur la structure d'avion 40 avec le second point de montage 52 sur le carter de soufflante 18 et une troisième liaison 60 connecte le premier point de montage 44 sur la structure d'avion 40 avec le troisième point de montage 54 sur le carter de soufflante 18. Une quatrième liaison 62 connecte le second point de montage 46 sur la structure d'avion 40 avec le second point de montage 52 sur le carter de soufflante 18 et une cinquième liaison 64 connecte le second point de montage 46 sur la structure d'avion 40 avec le troisième point de montage 54 sur le carter de soufflante 18. Une sixième liaison 66 connecte le troisième point de montage 48 sur la structure d'avion 40 avec le second point de montage 52 sur le carter de soufflante 18 et une septième liaison 68 connecte le troisième point de montage 48 sur la structure d'avion 40 avec le troisième point de montage 54 sur le carter de soufflante 18. Ainsi, il peut être vu que le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 est monté sur la structure d'avion 40 par sept liaisons 56, 58, 60, 62, 64, 66 et 68 qui fournissent une structure triangulée à trois dimensions. Ceci fournit un montage 42 qui a une rigidité élevée pour des déflections interne et externe faibles et qui a un poids relativement faible et qui est moins cher à fabriquer. Les liaisons sont de préférence des tubes creux, et de préférence les tubes creux sont construits à partir de fibres de carbone tressées dans un matériau de matrice approprié, ou à partir d'un composite de matrice métallique. Il est possible de se passer de la liaison 66 puisqu'elle fournit une caractéristique de sécurité. De préférence, les liaisons sont arrangées perpendiculairement et ont une longueur minimum. Le premier point de montage 44 a des charges verticales, latérales, et de pas transmises à lui par les liaison 56, 58 et 60, le second point de montage 46 a des charges de poussée et de lacet transmises à lui par les liaisons 62 et 64 et le troisième point de montage 48 a des charges de roulis transmises à lui par les liaisons 66 et 68. Toutefois, puisque les liaisons sont arrangées à des angles composés, il y a en langage pratique une répartition de ces charges. Les charges sur les liaisons sont axiales uniquement, par conséquent la rigidité et la résistance spécifiques élevées des fibres de carbone unidirectionnel, ou tissé avec un angle faible, est totalement utilisé. Il est également à noter que les extrémités des liaisons 56, 58, 60, 62, 64, 66 et 68 sont connectés aux points de montage par des dispositifs qui permettent une rotation des liaisons, c'est à dire des articulations. La structure triangulaire ouverte à trois dimensions forme la structure de base pour le mât et des recouvrements additionnels de matériau en feuilles par exemple, des recouvrements métalliques sont fixés à la structure en trois dimensions pour fournir la forme aérodynamique du mât. La structure triangulaire ouverte en trois dimensions permet une excellente accessibilité à l'intérieur du mât, ceci permet le déplacement des accessoires du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante et de l'avion, par exemple des refroidisseurs, et de la tuyauterie, des câbles électriques etc... dans le mât. Le carter de soufflante 18 a un quatrième point 70 et un cinquième point 72 arrangé dans le second plan B. Le premier point de montage 50, le quatrième point 70 et le cinquième point 72 sont espacés angulairement sur le carter de soufflante 18 aux sommets d'un troisième triangle. Le carter de soufflante 18 comporte un sixième point 74 arrangé dans le troisième plan C. Le second point de montage 52, le troisième point de montage 54 et le sixième point 74 sont espacés angulairement sur le carter de soufflante 18 aux sommets d'un quatrième triangle. Le premier point de montage 50, le quatrième point 70 et le cinquième point 72 sont espacés de 1200 pour former un triangle équilatéral dans cet exemple. Le second point de montage 52, le troisième point de montage 54 et le sixième point 74 sont espacés de 1200 pour former un triangle équilatéral dans cet exemple.Les points 50, 70 et 72 dans le second plan sont tournés angulairement de 600 par rapport aux points 52, 54 et 74 dans le troisième plan. Une huitième liaison 76 connecte le premier point de montage 50 avec le second point de montage 52 et une neuvième liaison 78 connecte le premier point de montage 50 avec le troisième point de montage 54. Une dixième liaison 80 connecte le quatrième point 70 avec le second point de montage 54 et une onzième liaison 82 connecte le quatrième point 70 avec le sixième point 74. Une douzième liaison 84 connecte le cinquième point 72 avec le troisième point de montage 54 et une treizième liaison 86 connecte le cinquième point 72 avec le sixième point 74. Il est à noter que les extrémités des liaisons 76, 78, 80, 82, 84 et 86 sont connectées aux premier, second et troisième points de montage et aux quatrième, cinquième et sixième points par des dispositifs qui permettent une rotation des liaisons, c'est à dire des articulations.Les liaisons 76, 78, 80, 82, 84 et 86 fournissent six degrés de liberté pour les parties avant et arrière du carter de soufflante 18. Le carter 34 de veine chaude comporte trois points espacés équi-angulairement 21, 23 et 25 arrangés dans le troisième plan aux sommets d'un triangle équilatéral. Les points 21, 23 et 25 sont tournés angulairement de 60 par rapport aux points 55, 54 et 74. Le point 21 est connecté au second point de montage 52 et au troisième point de montage 54 par les liaisons des cadres triangulaires adjacents 38. Le point 23 est connecté au troisième point de montage 54 et au sixième point 74 par les liaisons des cadres triangulaires adjacents 38. De manière similaire, le point 25 est connecté au sixième point 74 et au second point de montage 52 par les liaisons des cadres triangulaires adjacents 38. Le montage 42 sur les figures 1 et 2 est un montage complètement passif. Le mode de réalisation des figures 3 et 4 est similaire à celui représenté sur les figures 1 et 2, mais les liaisons sont différentes pour fournir un montage actif 142. La première liaison 56 comprend un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique 88 pour commander la longueur de la première liaison 56 pour faire varier l'angle de pas du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 par rapport à la structure d'avion 40. Ainsi, le vérin hydraulique 88 peut être actionné pendant le décollage de l'avion lorsque l'avion atteint l'extrémité de la piste. Ceci fait incliner l'entrée 20 du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 vers le bas et le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 tourne autour de l'axe passant à travers les second et troisième points de montage 52 et 54 sur le carter de soufflante 18.L'inclinaison de l'entrée 20 vers le bas réduit ou élimine le couple de pas d'entrée, la distorsion d'écoulement d'air de soufflante et les charges sur le montage etc... Le vérin hydraulique 28 peut être actionné au cas où une pale de soufflante se détacherait de l'ensemble de soufflante 12, et l'autorotation subséquente de l'ensemble de soufflante 12, pour amortir activement et commander le comportement dynamique du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante et la charge exercé sur la structure d'avion 40. La quatrième liaison 62 comprend un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique 90 pour commander la longueur de la quatrième liaison 62 pour faire varier l'angle de lacet du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 par rapport à la structure d'avion 40. Le fait de prévoir des vérins 88 et 90 présente des avantages additionnels.Le vérin hydraulique 88 réduit l'angle d'attaque d'entrée effectif et permet des rapports de contraction d'entrée plus faible au point mort bas etc... La même chose est vrai pour le vérin hydraulique 90. Ceci permet d'adapter un ensemble de soufflante 12 de diamètre plus grand dans le même diamètre de carter de soufflante 18, permettant une efficacité de propulsion supérieure avec une augmentation minimale de la traînée. Les vérins 88 et 90 peuvent être actionnés pour raccourcir la longueur des liaisons lorsque les liaisons sont chargées en tension et pour augmenter la longueur lorsque la tension est réduite, ainsi les liaisons agissent comme si elles avaient une rigidité infinie. Les vérins 88 et 90 peuvent être actionnés pour amener des chemins de charge de sécurité en fonctionnement en cas de rupture d'une ou de plusieurs liaisons. Si le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante est monté sur une aile d'avion, les vérins peuvent également être actionnés pour commander activement le flottement d'aile en utilisant le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante comme un poids de ballast. Dans cet exemple, un capteur est nécessaire pour détecter le flottement de l'aile d'avion, et un processeur analyse les signaux électriques produits par le capteur pour déterminer la quantité de flottement et envoyer les signaux vers les vérins pour déplacer le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante de manière à amortir la vibration. Les signaux vers les vérins sont des augmentations ou des diminutions de la pression du fluide hydraulique ou pneumatique appliqués aux côtés opposés du piston du vérin. Il est bien entendu possible d'utiliser des vérins électriques. La huitième liaison 76, la neuvième liaison 78, la dixième liaison 80, la onzième liaison 82, la douzième liaison 84 et la treizième liaison 86 comprennent chacune un vérin respectif parmi les vérins hydrauliques, les vérins électriques ou les vérins pneumatiques 92, 94, 96, 98, 100 et 102 pour commander la longueur de la liaison respective pour faire tourner, ou translater, le carter de soufflante 18 pour faire varier l'interstice entre la soufflante 12 et le carter de soufflante 18. De plus, le carter 34 de veine chaude comporte trois points espacés équi-angulairement 27, 29 et 31 arrangés dans un quatrième plan D aux sommets d'un triangle équilatéral. Le quatrième plan D est perpendiculaire à l'axe X du moteur à moteur à turbine à gaz à turbosoufflante et est situé entre les second et troisième plan B et C.Le point 27 est connecté au second point de montage 52 par une première liaison de poussée 33. Le point 29 est connecté au troisième point de montage 54 par une seconde liaison de poussé 35 et le point 31 est connecté au sixième point 74 par une troisième liaison de poussé 37. Le bout de la soufflante 12 fait un angle dans une direction aval et la surface interne du carter de soufflante 18, à ce point, est conique, par conséquent le déplacement axial de l'ensemble de soufflante 12 fait varier l'interstice. Un déplacement axial de l'ensemble de soufflante 12 est obtenu par les liaisons de poussée 33, 35 et 37 connectant le carter 34 de veine chaude aux points de carter de soufflante 52, 54 et 74 combiné avec la fixation dans un plan des extrémités extérieures des rayons 36 au carter de soufflante 18 et des extrémités internes des rayons 36 au carter 34 de veine chaude. Le fait de rallonger les vérins 92 et 94 de deux unités et de raccourcir les vérins 96, 98, 100 et 102 d'une unité ferait incliner le carter de soufflante 18 vers le bas, produisant une diminution de l'interstice au point mort haut et une augmentation de l'interstice au point mort bas. D'autres combinaisons de rotation et de cisaillement sont possibles. Dans cette forme de réalisation, les extrémités extérieures des rayons 36 sont libres de se déplacer axialement par rapport à leurs extrémités internes pour permettre une variation de l'interstice des pales de soufflante. La forme de réalisation de la figure 5 est similaire à celle représentée sur les figures 1 et 2 mais les points de montage de l'avion et les liaisons sont arrangés différemment. Les trois points de montage 44, 46 et 48 sont arrangés aux sommets d'un premier triangle, et les trois points de montage 44, 46 et 48 sont arrangés dans un premier plan A perpendiculaire à un plan contenant l'axe X du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 210. Les trois points de montage 50, 52 et 54 sont arrangés d'une manière similaire à ceux des figures 1 et 2. La première liaison 56 connecte le premier point de montage 44 sur la structure d'avion 40 avec le premier point de montage 50 sur le carter de soufflante 18. La seconde liaison 58 connecte le premier point de montage 44 sur la structure d'avion 40 avec le second point de montage 52 sur le carter de soufflante 18 et la troisième liaison 60 connecte le premier point de montage 44 sur la structure d'avion 40 avec le troisième point de montage 54 sur le carter de soufflante 18. Une quatrième liaison 62 connecte le second point de montage 46 sur la structure d'avion 40 avec le second point de montage 52 sur le carter de soufflante 18 et une cinquième liaison 64 connecte le second point de montage 46 sur la structure d'avion 40 avec le troisième point de montage 54 sur le carter de soufflante 18. Le second point de montage 46 est lui-même fixé à deux pattes 104 et 106 sur la structure d'avion 40 par deux liaisons 108 et 110 respectivement. I1 peut être possible de former les liaisons 62 et 108 de manière monobloc et de former les liaisons 64 et 110 de manière monobloc, et de fournir le second point de montage 46 pour connecter ensemble les liaisons monoblocs. Une sixième liaison 66 connecte le troisième point de montage 48 sur la structure d'avion 40 avec le second point de montage 52 sur le carter de soufflante 18, une septième liaison 68 connecte le troisième point de montage 48 sur la structure d'avion 40 avec le troisième point de montage 54 sur le carter de soufflante 18, et une autre liaison 69 connecte le troisième point de montage 48 sur la structure d'avion 40 avec le premier point de montage 50 sur le carter de soufflante 18. La septième liaison 68 et la liaison additionnelle 69 sont des liaisons de sécurité et on peut s'en passer si nécessaire. n est possible de relier les liaisons 60 et 68 là ou elles se croisent de telle sorte que les liaisons ne sont pas droite afin d'augmenter l'angle que fait les troisième et septième liaisons 60 et 68 avec les sixième et seconde liaisons 66 et 58 respectivement. Ainsi, il peut être vu que le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 210 est monté sur la structure d'avion 40 par huit liaisons 56, 58, 60, 62, 64, 66, 68 et 69 qui fournissent une structure triangulée à trois dimensions. Ceci produit un montage 242 qui présente une rigidité élevée pour des déflections internes et externes faibles et qui a un poids relativement faible et est moins cher à fabriquer. Le second triangle formé par les trois points de montage 50, 52 et 54 est l'interface mât moteur à turbine à gaz à turbosoufflante. De préférence, la base du second triangle, c'est à dire la ligne reliant les second et troisième points de montage 52 et 54 est située à l'extrémité aval, permettant un couple de roulis d'être transféré à la structure de turbine. La largeur maximale du mât est par conséquent proche de la base du second triangle, et ceci produit une section profilée en goulotte avec une forme aérodynamique. L'invention fournit un montage pour un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante qui a un poids réduit comparé aux montages conventionnels, et également le coût de production du montage est réduit par rapport aux montages conventionnels. Le montage à structure ouverte à trois dimensions permet une excellente accessibilité aux accessoires à l'intérieur du mât. L'utilisation de composant actif dans le montage permet la réduction des couples de pas d'entrée, la distorsion d'écoulement d'air de soufflante, les charges de montage etc... Bien que l'invention a décrit les second et troisième points de montage sur le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante comme étant situé en aval du premier point de montage, il peut être possible dans certains cas de les situer en amont du premier point de montage. Dans ces cas, le troisième plan est situé dans le plan des rayons, et le second plan est dans le plan des cadres triangulaires. Bien que l'invention a décrit les points de montage sur la structure d'avion comme étant dans un plan contenant l'axe du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante, il peut être possible d'avoir les points de montage sur la structure d'avion dans un plan perpendiculaire à, un plan parallèle à, ou un plan faisant d'autres angles par rapport au plan contenant l'axe du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante. Les liaisons 76, 78, 80, 82, 84 et 86 forment la structure du carter de soufflante 18 reliant la partie amont du carter de soufflante 18, entourant l'ensemble de soufflante 12 en amont des, et fixée aux rayons 36 et à la partie aval du carter de soufflante 18 fixée aux cadres triangulaires 38. Les liaisons 76, 78, 80, 82, 84 et 86 forment la structure de support de charge du carter de soufflante 18. Il peut être possible d'utiliser d'autres structures de support de charge de carter de soufflante, mais il est préféré d'utiliser l'arrangement des liaisons de support de charge 76, 78, 80, 82, 84 et 86. L'invention monte ainsi un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante sur une structure d'avion en utilisant une structure triangulée à trois dimensions, ceci fournit une structure qui a une rigidité élevée pour des déflections interne et externe faibles, et un faible poids et un faible coût. La structure triangulée à trois dimensions assemble trois points, dans deux plans espacés axialement, sur le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante avec trois points sur la structure d'avion. Le nombre idéal de points pour positionner toute structure dans l'espace est trois, espacés aussi largement que possible pour des faibles réactions aux couples. Pour être statiquement déterminées, six liaisons devraient être distribuées entre les points les connectant à la terre. De manière idéale, ces liaisons sont orthogonales et de longueurs minimales. Revendications 1.- Montage (42) pour coupler un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante (10) à une structure d'avion (40), le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante (10) ayant un axe (X) et comprenant une veine chaude (14) et une soufflante (12), la veine chaude (14) ayant des moyens de compression (24, 26), des moyens de combustion (28), des moyens de turbine (30) et un carter (34) de veine chaude, la soufflante (12) fonctionnant à l'intérieur d'un conduit de soufflante (12) défini en partie par un carter de soufflante (18), le carter de soufflante (18) s'étendant à partir d'une entrée (20) du conduit de soufflante vers une tuyère (22) du conduit de soufflante, caractérisé en ce que la structure d'avion (40) a trois points de montage (44, 46, 48) sur, ou fixés à la structure d'avion (40), les trois points de montage (44, 46, 48) étant arrangés aux sommets d'un premier triangle, le carter de soufflante (18) ayant trois points de montage (50, 52, 54) arrangés aux sommets d'un second triangle, des moyens de support (36, 38) connectant les trois points de montage (50, 52, 54) sur le carter de soufflante (18) avec le carter (34) de veine chaude pour supporter la veine chaude (14), des premiers moyens de connexion (56, 58, 60) connectant un premier point (44) parmi les points de montage sur la structure d'avion (40) avec les trois points de montage (50, 52, 54) sur le carter de soufflante (18), des seconds moyens de connexion (62, 64) connectant un second point (46) parmi les points de montage sur la structure d'avion (40) avec deux des points de montage (52, 54) sur le carter de soufflante (18), et des troisièmes moyens de connexion (66, 68) connectant un troisième point (48) parmi les points de montage sur la structure d'avion (40) avec au moins un des points de montage (52, 54) sur le carter de soufflante (18). 2.- Montage selon la revendication 1, dans lequel les trois points de montage (44, 46, 48) sur la structure d'avion (40) sont arrangés dans un premier plan (A), le carter de soufflante (18) ayant un premier point de montage (50) dans un second plan (B), le second plan (B) étant arrangé perpendiculairement à l'axe (X) du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante (10), le carter de soufflante (18) ayant un second point de montage (52) et un troisième point de montage (54) dans un troisième plan (C), le troisième plan (C) étant arrangé perpendiculairement à l'axe (X) du moteur à turbine à gaz (10), le troisième plan (C) étant espacé axialement du second plan (B), les second et troisième points de montage (52, 54) étant espacés angulairement sur le carter de soufflante (18) de telle sorte que les trois points de montage (50, 52, 54) sur le carter de soufflante (18) sont arrangés aux sommets du second triangle, les seconds moyens de connexion (62, 64) connectant un second point de montage (46) parmi les points de montage sur la structure d'avion (40) avec les second et troisième points de montage (52, 54) sur le carter de soufflante (18), les troisièmes moyens de connexion (66, 68) connectant un troisième point de montage (48) parmi les points de montage sur la structure d'avion (40) avec au moins un parmi les second et troisième points de connexion (52, 54) sur le carter de soufflante (18). 3.- Montage selon la revendication 2, dans lequel le premier plan (A) contient l'axe (X) du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante (10), le premier point de montage (50) est arrangé dans le premier plan (A), les second et troisième points de montage (52, 54) sont espacés angulairement sur chaque côté du premier plan (A). 4.- Montage selon la revendication 2 ou 3, dans lequel le troisième plan (C) est arrangé axialement en aval du second plan (B). 5.- Montage selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les premiers moyens de connexion (56, 58, 60) comprennent une première liaison (56) connectant le premier point de montage (44) sur la structure d'avion (40) avec le premier point de montage (50) sur le carter de soufflante (18), une seconde liaison (58) connectant le premier point de montage (44) sur la structure d'avion (40) avec le second point de montage (52) sur le carter de soufflante (18) et une troisième liaison (60) connectant le premier point de montage (44) sur la structure d'avion (40) avec le troisième point de montage (54) sur le carter de soufflante (18). 6.- Montage selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les seconds moyens de connexion (62, 64) comprennent une quatrième liaison (62) connectant le second point de montage (46) sur la structure d'avion (40) avec le second point de montage (52) sur le carter de soufflante (18) et une cinquième liaison (64) connectant le second point de montage (46) sur la structure d'avion (40) avec le troisième point de montage (54) sur le carter de soufflante (18). 7.- Montage selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel les troisièmes moyens de connexion (66, 68) comprennent une sixième liaison (66) connectant le troisième point de montage (48) sur la structure d'avion (40) avec le second point de montage (52) sur le carter de soufflante (18). 8.- Montage selon la revendication 7, dans lequel les troisièmes moyens de connexion (66, 68) comprennent une septième liaison (68) connectant le troisième point de montage (48) sur la structure d'avion (40) avec le troisième point de montage (54) sur le carter de soufflante (18). 9.- Montage selon la revendication 8, dans lequel les troisièmes moyens de connexion (66, 68) comprennent une liaison additionnelle (69) connectant le troisième point de montage (48) sur la structure d'avion (40) avec le premier point de montage (54) sur le carter de soufflante (18). 10.- Montage selon la revendication 6, dans lequel le second point de montage (48) sur la structure d'avion (40) est connecté à la structure d'avion (40) par deux liaisons (108, 110). 11.- Montage selon la revendication 10, dans lequel lesdites deux liaisons (108,110) font partie intégrante des quatrième et cinquième liaisons (62, 64). 12.- Montage selon la revendication 2, dans lequel le carter de soufflante (18) a un quatrième point (70) et un cinquième point (72) arrangés dans le second plan (B), le premier point de montage (50), le quatrième point (70) et le cinquième point (72) sont espacés angulairement sur le carter de soufflante (18) aux sommets d'un troisième triangle, le carter de soufflante (18) ayant un sixième point (74) arrangé dans le troisième plan (C), le second point de montage (52), le troisième point de montage (54) et le sixième point (74) étant espacés angulairement sur le carter de soufflante (18) aux sommets d'un quatrième triangle, des quatrièmes moyens de connexion (76, 78) connectant le premier point de montage (50) avec le second point de montage (52) et le troisième point de montage (54), des cinquièmes moyens de connexion (80, 82) connectant le quatrième point (70) avec le troisième point de montage (54) et le sixième point (74), des sixièmes moyens de connexion (84, 86) connectant le cinquième point (72) avec le second point de montage (52) et le sixième point (74). 13.- Montage selon la revendication 12, dans lequel les quatrièmes moyens de connexion (76, 78) comprennent une huitième liaison (76) connectant le premier point de montage (50) avec le second point de montage (52) et une neuvième liaison (78) connectant le premier point de montage (50) avec le troisième point de montage (54). 14.- Montage selon la revendication 12 ou 13, dans lequel les cinquièmes moyens de connexion (80, 82) comprennent une dixième liaison (80) connectant le quatrième point (70) avec le troisième point de montage (54) et une onzième liaison (82) connectant le quatrième point (70) avec le sixième point (74). 15.- Montage selon la revendication 12,13 ou 14, dans lequel les sixièmes moyens de connexion (84, 86) comprennent une douzième liaison (84) connectant le cinquième point (72) avec le second point de montage (52) et une treizième liaison (86) connectant le cinquième point (72) avec le sixième point (74). 16.- Montage selon l'une quelconque des revendications 12 à 15, dans lequel le premier point de montage (50), le quatrième point (70) et le cinquième point (72) sont espacés l'un de l'autre de 1200 pour former un triangle équilatéral. 17.- Montage selon l'une quelconque des revendications 12 à 16, dans lequel le second point de montage (52), le troisième point de montage (54) et le sixième point (74) sont espacés l'un de l'autre de 1200 pour former un triangle équilatéral. 18.- Montage selon la revendication 17, dans lequel les points (50, 70, 72) dans le second plan (B) sont tournés angulairement de 60 par rapport aux points (52, 54, 74) dans le troisième plan (C). 19.- Montage selon l'une quelconque des revendications 12 à 18, dans lequel le carter de veine chaude (34) a trois points (21, 23, 25) arrangés aux sommets d'un triangle dans le troisième plan (C), un premier point (21) parmi les trois points sur le carter de veine chaude (34) étant connecté au second point de montage (52) et au troisième point de montage (54), un second point (23) parmi les trois points étant connecté au troisième point de montage (54) et au sixième point (74), un troisième point (25) parmi les trois points étant connecté au second point de montage (52) et au sixième point (74). 20.- Montage selon la revendication 5, dans lequel la première liaison (56) comprend des moyens (88) pour commander la longueur de la première liaison (56) pour faire varier l'angle de pas du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante (10) par rapport à la structure d'avion (40). 21.- Montage selon la revendication 20, dans lequel des moyens (88) pour commander la longueur de la première liaison (56) comprennent un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique. 22.- Montage selon la revendication 6, dans lequel la quatrième liaison (62) comprend des moyens (90) pour commander la longueur de la quatrième liaison (62) pour faire varier l'angle de lacet du moteur à turbine à gaz à turbosoufflante (10) par rapport à la structure d'avion (40). 23.- Montage selon la revendication 22, dans lequel des moyens (90) pour commander la longueur de la quatrième liaison (62) comprennent un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique. 24.- Montage selon la revendication 13, dans lequel la huitième liaison (76), la neuvième liaison (78), la dixième liaison (80), la onzième liaison (82), la douzième liaison (84) et la treizième liaison (86) comprennent chacune des moyens (92, 94, 96, 98, 100, 102) pour commander la longueur de la liaison respective (76, 78, 80, 82, 84, 86) pour faire tourner, ou translater, une partie amont du carter de soufflante (18) pour faire varier l'interstice entre la soufflante (12) et le carter de soufflante (18). 25.- Montage selon la revendication 24, dans lequel chacune des liaisons (76, 78, 80, 82, 84, 86) comprend un vérin hydraulique, un vérin électrique ou un vérin pneumatique. 26.- Montage selon la revendication 13, dans lequel chacune des liaisons comprend un tube creux. 27.- Montage selon la revendication 26, dans lequel chaque tube creux comprend une pluralité de fibres tressés et arrangés dans un matériau de matrice. 28.- Montage selon la revendication 27, dans lequel les fibres sont des fibres de carbone. 29.- Montage selon la revendication 26, dans lequel chaque tube creux comprend un tube composite à matrice métallique. 30.- Montage selon la revendication 2, dans lequel les moyens de support (36, 38) comprennent une pluralité de rayons (36) s'étendant radialement arrangés dans le second plan (B) connectant le premier point de montage (50) sur le carter de soufflante (18) et le carter (34) de veine chaude et une pluralité de cadres triangulaires (38) arrangées dans le troisième plan (C) connectant les second et troisième points de montage (52, 54) sur le carter de soufflante (18) et le carter de veine chaude (34).