Brevet FR2931799A1 — publié le 20091204

Avion à réacteurs arrières La présente invention appartient au domaine des avions propulsés par des réacteurs tels que les avions civils de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant au moins deux réacteurs de propulsion fixés dans une zone arrière du fuselage. 5 Les avions modernes de transport, en particulier des avions civils de transport de passagers, mettent en oeuvre configurations diverses pour l'installation des systèmes propulsifs Les réacteurs, en particulier les réacteurs à double flux, sont aujourd'hui 10 le type de moteur le plus utilisés en raison de leurs performances en poussée et en consommation spécifique et de leur adaptation à des vitesses de croisière élevées, en particulier autour d'un nombre de Mach de 0,8, qui sont considérées comme satisfaisant les exigences actuelles du transport civil. Sur les avions modernes actuels, les réacteurs sont le plus souvent soit 15 fixés sous l'aile de l'avion, configuration dite moteurs sous voilure, soit fixés au fuselage de l'avion dans une partie arrière du fuselage, configuration dite moteurs arrières, comme illustré sur la figure 1. De manière connue, dans une configuration moteurs arrières, deux moteurs 3 sont fixés, symétriquement de part et d'autre d'un plan vertical de 20 symétrie de l'avion, latéralement au fuselage 2 au moyen de structures de support, les mats moteurs 39. Une telle configuration dont une illustration est donnée dans le brevet US.2.863.620 est utilisée dans des avions biréacteurs tel que le modèle Caravelle SE210 de la société Sud Aviation ou, dans une réalisation plus récente, tel que le 25 modèle CRJ900 de la société Bombardier. Certains avions propulsés par plus de deux réacteurs, comportent en plus des réacteurs fixés latéralement au fuselage un troisième réacteur agencé au-dessus ou dans le fuselage, sensiblement dans le plan de symétrie de l'avion et à l'arrière du fuselage. Dans les configurations connues de moteurs arrières fixés au fuselage de chaque côté du fuselage, les moteurs sont maintenus à une certaine distance des parois du fuselage par des mats moteurs et chaque moteur est pourvu d'une nacelle de forme sensiblement de révolution. Ces configurations d'installation de moteur arrière, bien que fonctionnelles, s'avèrent relativement lourdes et pénalisantes sur le plan structural, n'apparaissent pas optimales en terme de traînée aérodynamique, et s'adaptent avec difficultés aux cas des réacteurs modernes à grand taux de dilution qui sont à la fois lourds et volumineux, et exigent une grande rigidité de leurs fixations. Par ailleurs, le développement des structures non métalliques pour les fuselages, en particulier les structures en matériaux composites, rend plus complexe la mise en oeuvre des solutions connues de réacteurs arrières fixés au fuselage. Afin de répondre à ces différents problèmes, la présente invention propose un avion dont des réacteurs arrières, deux réacteurs arrières complétés le cas échéant par des réacteurs situés en d'autres emplacements, sensiblement symétriques dans leur agencement par rapport à un plan de symétrie vertical avion, sont installés sur les côtés du fuselage partiellement enterré dans le fuselage de l'avion. Pour cela, chacun des deux réacteurs, dits semi-enterrés, est fixé au fuselage à une distance du plan de symétrie vertical avion telle que le réacteur se trouve en partie à l'intérieur d'une surface enveloppe d'un fuselage théorique, dont les lignes correspondent sensiblement aux lignes d'un fuselage de même dimensions générales sans réacteurs arrières ou avec des réacteurs arrières fixés de manière conventionnelle extérieurement au fuselage par des mats porteurs. Dans cette configuration les réacteurs semi-enterrés sont fixés de préférence à une poutre principale, agencée au niveau du plan de symétrie vertical de l'avion, intérieure au fuselage en arrière d'un cadre principal avant, cet ensemble ayant l'avantage d'une conception structurale relativement simple et pouvant être réalisée en matériaux composites sans difficulté majeure. Du fait de la position semi-enterrée dans le fuselage afin d'assurer un écoulement satisfaisant de l'air en amont des réacteurs, chaque réacteur semienterré est pourvu, en avant d'une entrée d'air, d'une zone de guidage de l'écoulement aérodynamique d'entrée d'air, la zone de guidage étant située à l'intérieur de la surface enveloppe du fuselage théorique et le cadre principal avant est pourvu d'une échancrure pour le passage de la dite zone de guidage. Dans une conception préférée en raison de sa simplicité structurale et de l'absence de contrainte aérodynamique à l'intérieur du fuselage, chaque réacteur semi-enterré est fixé à un mât support, lequel mât support est fixé à la poutre principale. Pour maintenir des capots mobiles des nacelles des réacteurs, des supports sont fixés à la poutre principale avantageusement sous la forme de supports d'articulation de capots de nacelles. Pour réaliser le montage et la dépose des réacteurs par gravité, avantageusement des supports d'accrochage, fixes ou démontables, sont fixés à la poutre principale pour y fixer des moyens de levage des réacteurs lors d'opérations de maintenance. En raison de formes enveloppantes des capots de nacelle de chaque réacteur semi-enterré, en général, au moins pour le cas d'un capot arrière, dit capot core, situé dans une zone d'une tuyère d'éjection du réacteur, et pour permettre une ouverture sans interférence avec le réacteur, le capot core comporte un premier élément articulé sur des supports d'articulation fixés à la poutre principale et au moins un second élément articulé sur le premier élément. Lorsque les capots de nacelle de réacteur n'exigent pas une ouverture complète comme par exemple un capot avant, dit capot d'entrée d'air, situé dans la zone d'entrée d'air du réacteur, le capot d'entrée d'air comporte au moins une partie mobile, articulée ou démontable, correspondant essentiellement au capot ou à un élément secondaire du capot, pour permettre le passage du cône avant de soufflante du réacteur lorsque le réacteur est monté ou descendu verticalement lors d'une opération de maintenance. Avantageusement pour bénéficier de la structure renforcée de la poutre principale dans la zone arrière du fuselage, la partie verticale d'un ensemble d'empennages de l'avion est fixée à la poutre principale. Pour transmettre les efforts au fuselage, la poutre principale est de préférence solidaire de structures supérieures et ou de structures inférieures et ou de structures latérales de transmission des efforts de la poutre principale dans des zones du fuselage en avant du cadre principal avant. Afin de rendre plus aisées des opérations de réparation ou d'entretien, la poutre principale est fixée démontable sur le cadre principal avant, renforcé si besoins. Avantageusement les structures latérales de transmission des efforts sont agencées au niveau des zones de guidage de l'écoulement aérodynamique des entrées d'air et s'étendent vers l'avant, au moins en partie, dans une zone pressurisée du fuselage dont elle détermine latéralement un volume aménageable du fuselage d'une largeur diminuée par rapport à une largeur permise par le fuselage théorique. De préférence les éléments de structure sont réalisés essentiellement au moyen de matériaux composites tels que des matériaux renforcés par des fibres de carbone. L'avion à réacteurs arrières suivant l'invention est décrit en référence aux 20 figures qui représentent schématiquement : figure 1 : déjà citée, une vue en perspective d'une partie arrière d'un avion à moteurs arrières fixés au fuselage, sur des mats moteurs suivant l'art antérieur ; figure 2 : une vue en perspective d'une partie arrière d'un avion à 25 moteurs arrières fixés au fuselage suivant l'invention ; figure 2a : une représentation simplifiée d'une section du fuselage et des réacteurs arrières illustrant la section enveloppe du fuselage théorique ; figure 3a : une vue en perspective partiellement écorchée de la partie 30 arrière de l'avion de la figure 2 ; figure 3b : une vue en perspective de la structure principale du fuselage arrière illustrant les cônes de projection des débris en cas d'éclatement de moteur ; figure 4 : une vue en perspective partiellement écorchée de la partie arrière de l'avion de la figure 2, le moteur et les systèmes n'étant pas représentés ; figure 5a : une vue en perspective de la partie arrière du fuselage illustrant un exemple d'ouverture capots moteur lors d'une opération de maintenance moteur ; figure 5b : une vue en perspective de la partie arrière du fuselage illustrant un autre exemple de capots moteur en position ouverte pour une opération de maintenance moteur ; figure 6 : une vue écorchée en perspective de la partie arrière du fuselage illustrant un exemple d'aménagement de la cabine en avant du cadre étanche arrière. Un avion 1, dont seule la partie arrière est représentée sur la figure 2, suivant l'invention comporte un fuselage 2 auquel sont fixés deux moteurs 3 et des empennages 5 essentiellement une dérive verticale 51 et un empennage horizontal 55. Dans la description de l'invention il sera désigné par � avant � et par � arrière � la direction vers l'avant de l'avion suivant le sens de déplacement en vol, matérialisé par une flèche illustrant un axe X positif d'un repère avion sur la figure 2, et respectivement vers l'arrière suivant la direction opposée au sens de déplacement en vol. Les directions lorsqu'elles sont utilisées font également référence aux directions conventionnelles par rapport à un référentiel avion. En particulier l'avion présente un plan général de symétrie vertical. Les réacteurs arrières 3 sont agencés sur le fuselage 2 de manière sensiblement symétrique par rapport au plan de symétrie vertical avion et, de manière connue, orientés de telle sorte que la poussée résultante de chaque réacteur est orientée sensiblement vers l'avant de l'avion 1 de sorte à en assurer la propulsion, au moins en partie. La description détaillée de l'installation des réacteurs n'est décrite que pour un seul réacteur arrière, les principes décrits s'appliquant sans difficulté au second réacteur arrière qui, le cas échéant, est dans une position non rigoureusement symétrique, par exemple décalé suivant la direction de l'axe X pour des considérations de sécurité en cas d'éclatement de moteur ou pour des raisons de couplage aéroélastique. Dans l'avion 1 un réacteur arrière 3 est fixé au fuselage 2 à une distance du plan de symétrie vertical avion telle que ledit réacteur se trouve en partie à l'intérieur d'une surface enveloppe d'un fuselage théorique 29, illustré sur le schéma de la figure 2a, dont les lignes correspondent aux lignes d'un fuselage de formes, sections et longueur en particulier, proches du fuselage 2 de l'avion 1, mais qui ne comporterait pas de réacteurs arrières ou comporterait des réacteurs arrières fixés de manière conventionnelle à des mats porteurs comme dans l'exemple de la figure 1. Cette configuration propre à l'invention est désignée de manière générique réacteurs semi-enterrés. Si Lff est la demi largeur du fuselage théorique 29 au niveau de la position d'un diamètre Df de référence du moteur 3, diamètre Df de référence défini comme le diamètre d'une partie tournante 31 de plus grand diamètre, par exemple la soufflante principale dans le cas illustré d'un réacteur à double flux, le réacteur arrière 3 est considéré comme en partie à l'intérieur du fuselage 2 lorsqu'une distance Dm d'un axe moteur 32 au plan de symétrie vertical est inférieure à Lff + Df/2. Par exemple la distance Dm est choisie entre Lff + Df/3, ce qui correspond à un réacteur dont un tiers du rayon au diamètre de référence Df est à l'intérieur du fuselage théorique, et Lff, ce qui correspond à un moteur dont la moitié du diamètre est à l'intérieur du fuselage théorique. La valeur Dm = Lff est considérée en pratique comme sensiblement une 30 valeur minimale de Dm en raison des problèmes de configuration aérodynamique de l'entrée d'air du réacteur. Pour assurer une alimentation en air correcte du réacteur 3, le fuselage 2 comporte en avant d'une entrée d'air 32 du réacteur une zone de guidage 4 de l'écoulement aérodynamique extérieur le long du fuselage 2. La zone de guidage 4 correspond sensiblement à la partie intérieure au fuselage théorique d'un prolongement d'un canal d'entrée d'air sensiblement cylindrique, cylindre non représenté, du réacteur 3, canal d'entrée d'air légèrement divergent vers l'avant par rapport au plan de symétrie vertical, et le cas échéant d'un axe cintré, pour limiter la longueur de ladite zone de guidage. Cette configuration dans la zone de l'entrée d'air 32 permet un guidage de l'écoulement aérodynamique nécessaire pour alimenter le réacteur 3 en air pendant le vol. Dans une forme de réalisation non illustrée, la zone de guidage 4 comporte un bord d'attaque 41 à l'avant de ladite zone à l'extérieur de la surface du fuselage et laisse un espace disponible entre la surface du fuselage 2 et la surface de la zone de guidage 4, espace qui forme un piège à couche limite pour améliorer l'homogénéité d'un champ des vitesses de l'écoulement aérodynamique dans un plan d'entrée d'air du réacteur. L'air circulant en vol dans ledit espace disponible est par exemple utilisé pour assurer la ventilation d'une zone intérieure du fuselage 2 dans la partie arrière. Au niveau d'une tuyère de sortie 33 du réacteur 3, du fait d'une part d'un diamètre réduit du réacteur 3 et d'autre par d'une section également réduite du fuselage 2 de forme conique dans une pointe arrière, ladite tuyère est en pratique extérieure au fuselage sans qu'il soit nécessaire d'agencer une zone de guidage non conventionnelle du jet de réacteur. Un tel agencement d'un réacteur 3 arrière fixé au fuselage 2 semi-enterré présente des avantages en terme de rayonnement acoustique de l'entrée d'air 32 et de traînée aérodynamique d'une nacelle enveloppant le réacteur du fait que le réacteur et partiellement à l'intérieur du fuselage. Un tel agencement présente également de nombreux avantages vis à vis des structures de montage des réacteurs et de l'installation des systèmes associés aux réacteurs, comme il ressort de la suite de la description qui présente une architecture de structure arrière de fuselage 2 d'avion 1 adaptée à des réacteurs semi-enterrés. La figure 4 présente un exemple de structure arrière 6 du fuselage 2 sans les réacteurs, sans équipements et sans structures secondaires telles que les 5 capots des réacteurs et des revêtements de fuselage. La structure arrière 6 comporte essentiellement une poutre principale 61 qui s'étend suivant l'axe X entre un cadre principal avant 62 et un cadre principal arrière 63. La poutre principale 61, sensiblement symétrique par rapport au plan de 10 symétrie vertical avion, est avantageusement une structure en caisson qui peut être métallique mais qui présente l'avantage de pouvoir être adaptée à l'utilisation de matériaux composites dont l'usage se développe dans le domaine aéronautique en raison des gains de masses attendus de l'utilisation de ces matériaux. 15 Dans un mode préféré de réalisation, la poutre principale 61 est réalisée en deux parties juxtaposées, deux poutres latérales 61a, 61b juxtaposées, qui forment une structure redondante dite � failsafe � particulièrement importante en raison de la proximité des moteurs. L'extension longitudinale de la poutre 61 suivant la direction X 20 correspond de préférence au moins à celle des réacteurs 3. Dans ce cas l'ensemble de chaque réacteur se situe en arrière du cadre principal avant 62 et la poutre principale 61 est avantageusement conçue pour former, comme illustré sur la figure 3b, une zone de blindage limitant les risques d'endommagements d'un réacteur par des débris du réacteur symétrique projetés 25 dans des volumes 38, dits cônes de débris, dans le cas d'un éclatement dudit réacteur symétrique. Les positions relatives suivant la direction de l'axe X des volumes 38, liés aux réacteurs, et d'éléments essentiels de systèmes ou de structures, tels que des longerons 52, 53 de l'empennage vertical 51, installés en arrière du cadre 30 principal avant 62 sont avantageusement choisies afin d'éviter que des éléments essentiels puissent être endommagés par des débris projetés des réacteurs. Le choix de telles positions relatives est grandement facilité en raison de degrés de libertés laissés par l'architecture de la structure arrière autour de la poutre principale 61, poutre principale dont la longueur est aisément adaptée au cours d'une étape de conception pour répondre à des critères de sécurité. Le cadre principal avant 62 correspond avantageusement à un cadre arrière étanche d'une zone pressurisée 21 du fuselage 2 et le cadre principal arrière 63 qui ferme la structure caisson de la poutre principale 61 est avantageusement utilisé pour fixer des équipements dans une zone terminale arrière 22, par exemple un groupe auxiliaire de puissance 7 comme illustré sur la figure 3a. La poutre principale 61 centrée sur le plan de symétrie vertical du fuselage comporte des ferrures 521, 531 de fixation de l'empennage vertical 51, avantageusement au niveau des longerons 52, 53 du dit empennage vertical auquel est fixé, pour éviter les difficultés d'intégration dans la zone des réacteurs, l'empennage horizontal 55 suivant une configuration dite en T, c'est à dire proche du sommet de l'empennage vertical comme illustré sur la figure 2, ou suivant une configuration dite en croix à une hauteur intermédiaire, cas non représenté. La poutre principale 61 reprend donc l'ensemble des efforts introduit dans le fuselage 2 au niveau de la zone arrière du dit fuselage. Pour transmettre les efforts concentrés dans la poutre au fuselage en avant du cadre principal avant 62, des éléments de liaisons structurales supérieures 611 et inférieures 612 formées par des extensions de la structure de la poutre 61 au niveau d'une âme supérieure, respectivement inférieure de ladite poutre, s'étendent en avant du cadre principal avant 62. Ces éléments de liaison structurale 611, 612 sont de sections décroissantes progressivement vers l'avant au fur et à mesure que les efforts sont transmis à la structure générale du fuselage au niveau de cadres, raidisseurs et revêtements non représentés, en avant du cadre principal avant 62. Des structures intermédiaires 613, 614 de renfort sont avantageusement agencées entre la poutre 61, le cadre principal avant 62 et les éléments de liaison structurale 611, 612. Dans le mode préféré de réalisation présenté sur les figures, la zone de guidage 4 de l'écoulement d'entrée d'air est essentiellement en avant du cadre principal avant 62. La configuration du fuselage 2 au niveau et en avant du cadre principal avant 62 est adaptée en conséquence et comporte d'une part une échancrure 621 dans le cadre principal avant 62, échancrure dont la forme dégage dans ledit cadre avant au moins le volume délimité par la zone de guidage 4 et comporte d'autre part une structure latérale 23 qui détermine dans le fuselage 2 en avant du cadre principal avant 62 un volume dans lequel sont compris des éléments formant la zone de guidage 4. La structure latérale 23 renforce la liaison latérale entre la poutre 61 et la partie du fuselage en avant du cadre principal avant 62 et, dans l'exemple décrit comportant une zone pressurisée 21 du fuselage en avant du cadre principal avant 62, est réalisée par une ou des cloisons étanches qui isolent le volume pressurisé 21 des éléments formant la zone de guidage 4. Le moteur 3 est fixé latéralement sur la poutre principale 61 au moyen d'un mat support 8. Suivant un mode de réalisation le mat support 8 est similaire, sur le plan structural et sans les contraintes aérodynamiques, à un mat de fixation d'un moteur sous l'aile d'un avion. Le mat support 8 est solidaire du côté du plan de symétrie de l'avion de la poutre principale 61 et du côté opposé à ladite poutre principale comporte des attaches 81, 82 auxquelles est fixé le moteur 3 par des chapes de fixation. Côté poutre principale 61 et côté moteur 3 les fixations sont de types conventionnels, en particulier en faisant appel à des assemblages dit � fail safe � et qui assurent la transmissions des différents efforts et couples, de préférence dans des conditions isostatiques. Des exemples de tels assemblages sont connus notamment pour fixer un moteur sous une aile d'avion. Outre l'absence de contrainte aérodynamique, le mat support 8 suivant l'invention s'avère plus simple à réaliser sur le plan industriel du fait que les équipements qui doivent être installés de préférence proche du moteur, par exemple des réservoirs 81 pour des produits d'extinction en cas de feu moteur, et l'ensemble 82 des canalisations, de carburant, hydrauliques ..., et des câblages électriques de puissance et de contrôle n'ont pas besoin d'être installés à l'intérieur du mat support 8 et dispose d'un espace relativement important pour leurs installations par rapport à l'espace intérieur d'un mat conventionnel ou d'une nacelle de réacteur conventionnelle. D'autres supports sont également solidaires de la poutre principale 61 ou d'autres structures du fuselage 2 en avant du cadre principal avant 62. Des supports fixes 84, en nombre adapté, comportent des moyens d'articulation tels que des rotules et sont agencés pour fixer des bords supérieurs de parties mobiles 341, 342, 343 de la nacelle 34 du réacteur 3. Les parties mobiles de la nacelle 34 sont nécessaires pour que les opérations de maintenance courante ainsi que les opérations de montage et de dépose du réacteur soient réalisables facilement. Avantageusement, comme illustré sur la figure 5a, les parties mobiles 15 comportent au moins un capot d'entrée d'air 341 à l'avant, un capot 343 dit core à l'arrière et un capot intermédiaire 342 dit fan. La réalisation de la nacelle 34 en plusieurs parties comme illustré n'est pas une exigence absolue et répond par exemple à un besoin opérationnel d'accéder à certaines zones du moteur sans ouvrir un capot unique de grande 20 taille. L'ouverture simultanée de l'ensemble des capots 342, 343, et le cas échéant du capot 341 comme illustré sur la figure 5a lorsque le moteur comporte des parties, tel qu'un cône 35 de soufflante, faisant saillie à l'avant, est nécessaire pour effectuer des opérations de montage ou de dépose du moteur. 25 Pour réaliser de telles opérations de montage ou de dépose sans outillage complexe, les capots sont réalisés pour que l'espace situé à la verticale du moteur se trouve entièrement dégagé lorsque les capots sont ouverts. Cette condition nécessite que certains éléments de capot soient articulés en deux ou plusieurs éléments lorsque notamment le capot considéré est 30 enveloppant, c'est à dire que la rotation autour du bord supérieur ne permet pas de dégager le capot sans interférence avec le réacteur sans modifier la géométrie du dit capot. Une telle situation se présente a priori avec le capot core 343 du fait que dans la zone de la tuyère de sortie 33 du réacteur, le réacteur n'est plus ou très peu enterré dans le fuselage 2. Dans ce cas de préférence le capot core 343 comporte un capot principal 343a articulé au niveau de son bord supérieur et comporte au moins un capot inférieur 343b articulé sur le capot principal 343a. L'ouverture préalable du capot inférieur 343b permet de libérer la partie enveloppante et l'ouverture sans interférence du capot core 343 par rotation du capot principal 343a autour d'une articulation supérieure dudit capot principal. Avantageusement les opérations de dépose ou de montage sont réalisées par gravité comme illustré sur la figure 5a par des moyens de levage 91 fixés à des potences 9 elles-mêmes fixées à la structure de la poutre principale 61. Dans un mode de réalisation les potences 9 sont fixées à demeure sur la poutre principale 61. Dans un autre mode de réalisation, les potences sont mises en place et fixées à la poutre principale 61 seulement pour réaliser les opérations de maintenance et éviter le transport d'une masse non nécessaire. Dans un mode voisin de réalisation des capots mobiles de la nacelle, présenté sur la figure 5b, le capot d'entrée d'air 341 est réalisé fixe et comporte une trappe mobile 341a, articulée ou démontable, dans sa partie inférieure dont les dimensions sont adaptées au passage d'un cône avant 35 de soufflante lorsque le moteur est déposé ou monté par gravité. Le cône avant 35, bien que saillant dans l'entrée d'air, est de dimensions telles que la trappe mobile est réduites et permet de conserver un capot d'entrée d'air 341 fixe dans sa plus grande partie qui n'exige pas d'être ouverte pour accéder au réacteur 3. Dans l'exemple décrit et illustré de réalisation de l'invention la structure latérale 23 en avant du cadre principal avant 62 occupe un volume du fuselage qui dans un avion conventionnel est une zone pressurisée consacrée le plus souvent à des aménagements de la cabine. La présence des structures latérales 23 de chaque coté du fuselage 2 dans la zone arrière de la cabine 21 a pour effet d'une part de limiter la largeur utilisable pour aménager cette zone arrière de la cabine et d'autre part de limiter les possibilités d'agencement d'ouvertures latérales dans les parois du fuselage dans la zone d'extension suivant la direction de l'axe X des dites structures latérales. Dans le cas d'un avion de transport de passager, il est alors avantageux de consacrer l'espace disponible entre les deux structures latérales 23 à l'aménagement d'espaces fonctionnels tels que des cuisines ou des toilettes, comme illustré sur la figure 6 dans laquelle le fuselage est présenté en écorché partiel et la structure latérale 23 n'est représentée que par une projection au niveau d'un plancher de cabine, pour lesquels l'absence de hublots et la proximité des réacteurs sources de bruits ne sont pas critiques. Avantageusement des portes 24 sont aménagées sur les cotés du fuselage 2 juste en avant des structures latérales 23. Un cadre fort, non représenté, reprend de préférence les efforts induits par la présence des ouvertures des issues 24 et par les structures latérales 23. Dans un mode particulier de réalisation, la poutre principale 61 est assemblée au fuselage 2 en arrière du cadre principal avant 62 au moyen de fixations pouvant être démontées au cours d'une procédure de maintenance. Dans ce mode de réalisation, l'ensemble de la partie du fuselage 2 en arrière du cadre principal avant 62 peut être déposée pour un remplacement ou pour des opérations de contrôle ou d'entretien. Dans ce mode particulier de réalisation, le cadre principal avant 62 est réalisé suivant des principes structuraux lui assurant une résistance et une stabilité propre compatibles avec les opérations de démontage et de remontage des éléments de structure en arrière dudit cadre principal avant. La mise en oeuvre de tels principes structuraux, connus des concepteurs de structures aéronautiques, s'avère peu pénalisante pour la masse structurale dans la mesure où le cadre principal avant 62 est, sur le plan structural, dimensionné par différents cas de charges en particulier liés aux efforts en vol et à la pressurisation de la cabine 21 et que la démontabilité de la structure arrière s'avère peu contraignante en raison des formes simples réalisables dans l'application de l'invention. Dans un mode particulier de réalisation, non représenté, de l'invention, un avion 1 comporte outre des moteurs semi-enterrés 3 des moteurs sous les ailes suivant un agencement conventionnel. Un avion à réacteurs arrières suivant l'invention permet d'obtenir un fuselage avec une structure arrière plus légère et plus rigide que dans le cas des installations conventionnelles de moteurs arrière, et qui peut être rendue aisément démontable le cas échéant. Une telle structure peut être réalisée avec des matériaux métalliques en mettant en oeuvre des techniques conventionnelles mais elle est avantageusement réalisée avec des matériaux composites, par exemple des matériaux composites renforcés par des fibres de carbone, tant pour les éléments de structure primaire fortement chargés que pour les éléments de structure secondaire, dont les exigences de mise en oeuvre ne pénalisent pas leurs application pour la réalisation de l'invention. REVENDICATIONS1 Avion (1) comportant au moins deux réacteurs (3) de propulsion fixés latéralement à un fuselage (2) de l'avion (1) suivant un agencement sensiblement symétrique par rapport à un plan de symétrie vertical de l'avion dans une zone arrière du fuselage (2) caractérisé en ce que chacun des au moins deux réacteurs (3) est fixé au fuselage (2) à une distance du plan de symétrie vertical avion telle que le réacteur (3), suivant une configuration dite semi-enterrée, se trouve en partie à l'intérieur d'une surface enveloppe d'un fuselage théorique, dont les lignes correspondent sensiblement aux lignes d'un fuselage de même dimensions générales sans réacteurs arrières ou avec des réacteurs arrières fixés de manière conventionnelle extérieurement au fuselage par des mats porteurs. 2 û Avion suivant la revendication 1 dans lequel les réacteurs semi-enterrés (3) sont fixés à une poutre principale (61), agencée au niveau du plan de symétrie vertical de l'avion, intérieure au fuselage (2) en arrière d'un cadre principal avant (62). 3 û Avion suivant la revendication 2 dans lequel chaque réacteur semi-enterré (3) est pourvu, en avant, suivant le sens de déplacement en vol de l'avion (1), d'une entrée d'air (32), d'une zone de guidage (4) de l'écoulement aérodynamique d'entrée d'air, la dite zone de guidage étant située à l'intérieur de la surface enveloppe du fuselage théorique et dans lequel le cadre principal avant (62) est pourvu d'une échancrure (621) pour le passage de la dite zone de guidage. 4 û Avion suivant la revendication 3 dans lequel chaque réacteur semi-enterré (3) est fixé à un mât support (8), ledit mât support étant fixé à la poutre principale (61). 5 û Avion suivant la revendication 4 dans lequel des supports (84, 9) sont fixés à la poutre principale (61), les dits supports comportant des supports (84) d'articulation de capots (341, 342, 343) de nacelles (34) des réacteurs semi-enterrés (3) et ou des supports (9) d'accrochage de moyens de levage (91) des dits réacteurs semi-enterrés. 6 û Avion suivant la revendication 5 dans lequel les capots de nacelle de chaque réacteur semi-enterré (3) comportent au moins un capot arrière (343), dit capot core, situé dans une zone d'une tuyère d'éjection (33) du réacteur, ledit capot core comportant un premier élément (343a) articulé sur des supports (84) d'articulation fixés à la poutre principale (61) et au moins un second élément (343b) articulé sur le premier élément (343a). 7 û Avion suivant la revendication 5 ou la revendication 6 dans lequel les capots de nacelle de chaque réacteur semi-enterré (3) comportent au moins un capot avant (341), dit capot d'entrée d'air, situé dans la zone d'entrée d'air (32) du réacteur, le dit au moins un capot d'entrée d'air comportant au moins une partie mobile, articulée ou démontable, pour permettre le passage d'un cône avant (35) de soufflante dudit réacteur lorsque le dit réacteur est monté ou descendu verticalement lors d'une opération de maintenance. 8 û Avion suivant l'une des revendications 2 à 7 dans lequel une partie verticale (51) d'un ensemble d'empennages (5) est fixée à la poutre principale (61). 9 û Avion suivant l'une des revendications 2 à 8 dans lequel la poutre principale (61) est solidaire de structures supérieures (611) et ou inférieures (612) et ou latérales (23) de transmission des efforts de la poutre principale (61) dans des zones du fuselage (2) en avant du cadre principal avant (62). 10 û Avion suivant la revendication 9 dans lequel des structures latérales (23) de transmission des efforts de la poutre principale (61) dans des zones du fuselage (2) en avant du cadre principal avant (62) s'étendent vers l'avant, au moins en partie, dans une zone pressurisée du fuselage (2) dont elle détermine latéralement un volume aménageable dudit fuselage d'une largeur diminuée par rapport à une largeur permise par le fuselage théorique.