Brevet FR3015433A1 — publié le 20150626

ENSEMBLE POUR AERONEF COMPRENANT UN MAT D'ACCROCHAGE INTEGRE A LA NACELLE ET AGENCE EN PARTIE ARRIERE DU FUSELAGE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine de la fixation d'un moteur en partie arrière d'un aéronef, à savoir préférentiellement sur la partie arrière du fuselage ou sur l'empennage vertical. Elle concerne plus précisément la fixation d'un moteur dont le récepteur est un doublet d'hélices contrarotatives, agencé à l'arrière du générateur de gaz. Ce type de moteur est généralement appelé moteur à « open rotor » en configuration poussée (de l'anglais « pusher configuration »). L'invention se rapporte également à un aéronef équipé d'un tel ensemble. Elle s'applique préférentiellement aux avions commerciaux. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Sur certains types d'aéronefs, les moteurs sont fixés en partie arrière du fuselage, et non suspendus en dessous de la voilure comme dans le cas plus conventionnel. Alternativement, un moteur peut être fixé sur l'empennage vertical de l'aéronef, toujours en partie arrière de ce dernier. La fixation des moteurs est réalisée grâce à des dispositifs d'accrochage complexes, également appelés « EMS » (de l'anglais « Engine Mounting Structure »), ou encore mât d'accrochage. Les dispositifs d'accrochage habituellement employés présentent une structure rigide, dite structure primaire. Cette structure primaire forme un caisson, c'est-à-dire qu'elle est constituée par l'assemblage de longerons inférieurs et supérieurs raccordés entre eux par une pluralité de nervures transversales de rigidification, situées à l'intérieur du caisson. De façon connue, la structure primaire de ces mâts est conçue pour permettre la transmission au fuselage ou à l'empennage des efforts statiques et dynamiques engendrés par les moteurs, tels que le poids, la poussée, ou encore les différents efforts dynamiques. Dans les solutions connues de l'art antérieur, la transmission des efforts entre le moteur et la structure primaire est assurée classiquement par des moyens d'accrochage comportant une attache moteur avant, une ou plusieurs attaches moteur arrière et un dispositif de reprise des efforts de poussée. Ce dernier comprend habituellement deux bielles latérales de reprise des efforts de poussée, agencées symétriquement et raccordées sur la structure rigide à proximité de l'attache moteur avant. Alternativement, il peut être prévu une attache dite « attache spigot », permettant de transférer les efforts de poussée par cisaillement. Bien que cette solution donne globalement satisfaction, elle reste perfectible en termes de déformée du moteur. En effet, les déformations du moteur observées en fonctionnement, en particulier les déformations résultant de la flexion selon l'axe transversal du moteur, conduisent à l'usure des rotors en bout de pales. Cette usure augmente les jeux entre les pales et les carters qui les entourent, avec pour conséquence une baisse du rendement global du moteur ainsi qu'une diminution de sa durée de vie. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer un ensemble pour aéronef remédiant au moins partiellement aux problèmes mentionnés ci-dessus, rencontrés dans les solutions de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet un ensemble pour aéronef comprenant une partie arrière d'aéronef, un moteur, une nacelle et un mât d'accrochage du moteur sur la partie arrière, l'ensemble comprenant également des moyens d'accrochage du moteur sur une structure rigide du mât d'accrochage, les moyens d'accrochage comprenant deux attaches moteur conçues pour assurer la reprise des efforts axiaux de poussée générés par le moteur. Selon l'invention, ladite structure rigide du mât comporte une première portion enveloppant en partie le moteur, ladite première portion comprenant une peau extérieure formant une partie d'une surface aérodynamique extérieure de la nacelle, et lesdites deux attaches moteur de reprise des efforts axiaux de poussée sont agencées de façon diamétralement opposée à l'arrière de la structure rigide, en étant raccordées sur ladite première portion. Avec cet agencement particulier, l'invention permet avantageusement de réduire les déformations du moteur, et participe donc à la limitation de l'usure de ses rotors en bout de pales. Cela permet de présenter un rendement global satisfaisant. De plus, l'implantation des attaches moteur de reprise des efforts axiaux de poussée, en partie arrière de la structure rigide du mât, est facilitée du fait que cette partie arrière correspond habituellement à une zone du moteur peu fournie en équipements. Cette implantation permet également de libérer l'avant de la structure rigide, et offre par conséquent une meilleure ventilation de la nacelle. Par ailleurs, la fixation des autres capots de nacelle est améliorée, car elle peut être réalisée directement sur la structure rigide du mât d'accrochage intégrée à la nacelle. L'invention prévoit au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. Lesdits moyens d'accrochage du moteur sur la structure rigide du mât comprennent également une pluralité d'autres attaches moteur, agencées à l'avant des attaches moteur de reprise des efforts axiaux de poussée, et également raccordées sur ladite première portion. La première portion de la structure rigide comporte une pluralité de panneaux raidis par des cadres structuraux et/ou des longerons, ces panneaux formant ensemble ladite peau extérieure. Lesdits cadres structuraux et/ou longerons raidissant les panneaux portent lesdites deux attaches moteur de reprise des efforts axiaux de poussée, et de préférence également toutes les autres attaches moteur. La structure rigide du mât d'accrochage comprend également une seconde portion de déport de la première portion, ladite seconde portion étant fixée au fuselage et permettant de déporter ladite première portion vis-à-vis de ce même fuselage. La structure rigide comporte une pluralité de longerons s'étendant selon une direction de déport du moteur relativement au fuselage, ainsi qu'une poutre axiale reliant les longerons et supportant la première portion de la structure rigide. Au moins une partie de la première portion de la structure rigide est conçue pour constituer un bouclier de protection du fuselage contre un éclatement moteur. Plus précisément, au moins la partie de la première portion de la structure rigide située en regard d'un compresseur basse pression du moteur, est conçue pour constituer un bouclier de protection du fuselage contre un éclatement moteur. Ledit moteur comporte un générateur de gaz et un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, agencé à l'arrière du générateur de gaz. D'autres types de moteurs peuvent néanmoins être envisagés, sans sortir du cadre de le l'invention. Il peut par exemple s'agir de turboréacteurs ou de turbopropulseurs, ou encore des moteurs à « open rotor » en configuration de traction (de l'anglais « puller configuration ») dans lesquels le récepteur à doublet d'hélices contrarotatives est placé à l'avant du générateur de gaz. Lesdites deux attaches moteur de reprise des efforts axiaux de poussée sont attachées au moteur, à proximité de la jonction entre le générateur de gaz et le récepteur à doublet d'hélices contrarotatives non carénées. La nacelle comporte des éléments de nacelle, parmi lesquels des capots articulés, montés sur ladite première portion de la structure rigide du mât d'accrochage. Ladite partie arrière d'aéronef concernée par l'invention est la partie arrière du fuselage de l'aéronef, ou bien un empennage vertical de l'aéronef, fixé sur cette partie arrière de fuselage. L'invention a également pour objet un aéronef comprenant un ensemble tel que décrit ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective d'un aéronef comprenant un ensemble selon l'invention ; - la figure 2 représente une vue agrandie en perspective d'une partie de l'ensemble pour aéronef montré sur la figure précédente ; - les figures 3 et 4 représentent, selon deux angles de vue différents, des vues en perspective de la structure rigide du mât d'accrochage faisant partie intégrante de l'ensemble montré sur la figure précédente ; - la figure 5 représente une vue de face de la structure rigide montrée sur les figures précédentes, raccordée à la partie arrière du fuselage de l'aéronef ; - la figure 6 schématise la reprise des efforts effectuée par les moyens d'accrochage du moteur sur la structure rigide du mât d'accrochage ; - la figure 7 est une vue de dessus d'une partie de l'ensemble moteur selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 8 est une vue schématique en coupe transversale de l'ensemble moteur montré sur la figure précédente ; et - la figure 9 est une vue en perspective de la structure primaire du mât d'accrochage équipant l'ensemble pour aéronef montré sur les figures 7 et 8. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence à la figure 1, il est représenté un aéronef 200 comprenant des ailes 2 fixées à un fuselage 3 à l'arrière duquel il est agencé un ensemble 1 selon l'invention. Cet ensemble 1 comporte une partie arrière 3a du fuselage, un moteur 10, et un mât d'accrochage 4 du moteur 10 sur la partie arrière de fuselage 3a. Il est noté qu'au sein de l'ensemble 1, deux moteurs 10 sont respectivement agencés de part et d'autre de la partie arrière de fuselage 3a. Néanmoins, dans la suite de la description, seule la coopération entre l'un des deux moteurs 10 et la partie arrière de fuselage 3a sera décrite. La figure 2 représente l'ensemble 1 de façon agrandie. Comme évoqué ci-dessus, cet ensemble 1 comporte la partie arrière 3a du fuselage, le moteur 10, une nacelle 8 entourant le moteur, et le mât 4 d'accrochage du moteur 10 sur la partie arrière de fuselage 3a. Le moteur 10 est ici de préférence du type à « open rotor » en configuration poussée. Il comporte donc un générateur de gaz 10a ainsi qu'un récepteur 10b à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, agencé à l'arrière du générateur de gaz. Sur la figure 2, les hélices contrarotatives ont été représentées uniquement schématiquement par des anneaux 1013' et 10b". En référence à présent aux figures 2 à 6, il va être décrit de façon plus détaillée l'ensemble 1, qui comporte également des moyens d'accrochage 7 du moteur 10 sur le mât. A cet égard, il est noté que les moyens d'accrochage du mât sur le fuselage sont réalisés d'une manière conventionnelle. Ils ne seront donc pas davantage décrits. Dans toute la description qui va suivre, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale du mât 4, qui est également assimilable à la direction longitudinale du moteur 10 et de l'ensemble 1. Cette direction X est parallèle à un axe longitudinal 5 de ce moteur 10. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport au mât 4 et également assimilable à la direction transversale du moteur 10 et de l'ensemble 1, tandis que la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre-elles et forment un trièdre direct. D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par les moteurs 10, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 19. Les figures 3 à 5 représentent la structure rigide 6 du mât, également dénommée structure primaire. Les autres éléments constitutifs non-représentés de ce mât 4, du type structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamiques, sont des éléments classiques identiques ou similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée. La structure rigide 6 comporte deux portions distinctes, à savoir une première portion 6a enveloppant en partie le moteur 10, et une seconde portion 6b de déport de la première portion 6a. Aussi, cette seconde portion de déport 6b est fixée au fuselage et permet de déporter la première portion 6a vis-à-vis de ce même fuselage 3a, selon une direction de déport 20. Pour des raisons de simplification de la description, la direction de déport 20 représentée sur les figures correspond à la direction transversale Y. Néanmoins, cette direction de déport 20 peut être inclinée par rapport à la direction Y, de préférence en allant vers le haut en s'éloignant du fuselage. La seconde portion 6b comporte essentiellement des longerons 22 s'étendant selon la direction de déport 20, en étant espacés les uns des autres selon la direction X. Ces longerons sensiblement parallèles 22, de préférence au nombre de trois, sont reliés entre eux à leurs extrémités distales par une poutre axiale 24 qui s'étend de part et d'autre de ce groupe de longerons 22, selon la direction X. De plus, des panneaux 26 sont préférentiellement prévus au- dessus et en dessous de ce groupe de longerons 22, afin de former un caisson La poutre axiale 24 permet également de supporter la première portion 6a de la structure rigide 6. Cette première portion 6a est sensiblement cylindrique et enveloppe en partie le moteur 10. Néanmoins, dans le but de pouvoir installer les équipements du moteur entre cette structure 6a et le carter moteur, il est possible de réaliser un bosselage local de la structure. Elle est de préférence constituée de plusieurs panneaux raidis 30, même si un unique panneau raidi pourrait convenir, sans sortir du cadre de l'invention. Les panneaux 30 forment une peau extérieure de la structure rigide, qui définit une partie de la surface aérodynamique extérieure de la nacelle 8. La première portion 6a forme donc une coque autour du moteur 10, cette coque cylindrique s'étendant de façon concentrique au moteur, selon une étendue angulaire comprise entre 90 et 180°. De plus, il est noté que cette étendue angulaire peut varier suivant les zones de cette première portion 6a. A titre d'exemple indicatif, dans le mode de réalisation représenté, la partie avant de la portion 6a présente une étendue angulaire plus faible que la partie arrière, car les efforts qui y transitent sont moins importants. Aussi, la conception peut être adaptée en fonction des charges rencontrées, de façon à optimiser la masse globale du mât, autant que possible. A titre indicatif, il est noté que la partie arrière présente une étendue angulaire de l'ordre de 180°, notamment pour pouvoir supporter les attaches moteur de reprise des efforts axiaux de poussée, comme cela sera décrit ultérieurement. La première portion 6a de la structure rigide du mât s'étend sur une longueur axiale sensiblement identique à celle de la poutre axiale 24 qui la supporte. Le raidissement des panneaux s'effectue à l'aide de cadres 32 en forme globale d'arc de cercle, agencés dans des plans YZ. Ces cadres 32 suivent la courbure des panneaux 30 le long desquels ils cheminent. Ils peuvent être interrompus au niveau de la poutre centrale 24, ou bien s'étendre d'une seule pièce d'un bout à l'autre de la portion 6a. Les cadres 32, espacés les uns des autres selon la direction X, sont complétés par des longerons 34 qui servent également au raidissement des panneaux 30. Ces longerons 34 sont agencés axialement et cheminent le long des extrémités des panneaux 30. Ces éléments 32, 34 de raidissement des panneaux 30 permettent de porter les attaches moteur qui constituent les moyens d'accrochage 7. Parmi ces attaches, il est prévu deux attaches moteur 7a de reprise des efforts axiaux de poussée, agencées de façon diamétralement opposée à l'arrière de la structure rigide, en étant raccordées sur sa première portion 6a. Plus précisément, ces deux attaches 7a sont raccordées à l'extrémité arrière de la première portion, au niveau des longerons de raidissement 34 correspondants. La reprise des efforts est tout d'abord complétée par une autre attache arrière 7b située sur la poutre axiale 24, dans le même plan YZ que celui des deux attaches 7a. Elle est également complétée par d'autres attaches moteur situées plus à l'avant, toujours en étant raccordées sur la première portion 6a en forme de coque enveloppante. Il s'agit plus précisément de deux attaches moteur avant 7c, chacune dédiée à la reprise d'autres efforts que les efforts axiaux de poussée. Ces attaches avant 7c sont portées par l'un des cadres 32 de raidissement des panneaux 30, de préférence celui situé le plus à l'avant ou celui situé juste derrière lui, comme cela est montré sur la figure 3. Il est noté que d'autres attaches peuvent être prévues, en particulier des attaches permettant une liaison souple entre le moteur et la structure rigide, pour le filtrage des vibrations. Comme cela est montré sur la figure 6, la reprise des efforts axiaux de poussée est réalisée par les attaches arrière 7a. La reprise des efforts selon la direction Y s'effectue à l'aide de l'attache arrière 7b et des deux attaches avant 7c. La reprise du couple autour de l'axe du moteur est réalisée par les deux attaches avant 7c. Il est de manière préférentielle considéré que l'une des deux attaches avant 7c est en attente pour ce qui concerne sa reprise des efforts selon la direction Z, c'est-à-dire qu'elle ne transfère pas d'effort dans les cas nominaux. Elle transfère de l'effort dans le cas où d'autres attaches sont rompues, assurant ainsi une fonction dite « Fail Safe ». Enfin, la reprise des efforts selon cette même direction Z s'effectue principalement à l'aide de l'attache arrière supérieure 7a, qui a l'avantage d'être au droit du centre de gravité du moteur. Une faible partie de ces efforts selon la direction Z peut tout de même être assurée par l'une des deux attaches avant 7c. Les attaches moteur précitées sont réalisées de manière conventionnelle, par exemple à l'aide de manilles, chapes, ferrures, etc. Elles sont de préférence réalisées en acier ou en titane (le choix étant réalisé en fonction des risques de feu moteur et de la température dans la zone considérée), alors que les panneaux 30 et les éléments de raidissement 32, 34 sont de préférence réalisés à base de titane, même si une solution en matériau composite pourrait être retenue pour les panneaux 30. D'autres part, les éléments de raidissement peuvent être réalisés en acier en cas de besoin de compacité, comme par exemple pour le cadre arrière situé proche du champ aérodynamique des pales. Ces attaches moteur sont de préférence articulées sur les carters correspondants du moteur 10. En particulier, les attaches avant 7c sont agencées dans un plan YZ traversant une zone située sur ou à proximité de la jonction entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression du générateur de gaz 10a. Par ailleurs, les attaches arrière 7a, 7b sont agencées dans un plan YZ traversant une zone située sur ou à proximité de la jonction entre le générateur de gaz 10a et le récepteur 10b. Les attaches avant 7c n'étant pas destinées à assurer la reprise des efforts axiaux de poussée, elles sont par conséquent moins volumineuses et peuvent être installées plus facilement à l'avant du moteur où se trouve une grande parties des équipements. De plus, le fait d'agencer les attaches 7a à l'arrière et non à l'avant de la structure rigide permet de conserver, entre la nacelle et le moteur, un espace annulaire suffisamment dégagé pour assurer la ventilation de la nacelle. L'air peut en effet plus facilement s'introduire dans cet espace annulaire que si les attaches 7a plus volumineuses avaient été agencées à l'avant de la structure rigide. Cette ventilation améliorée s'ajoute ainsi à l'avantage principal conféré par l'invention, à savoir la réduction des déformations du moteur en fonctionnement. La portion 6a de la structure rigide 6 fait donc partie intégrante de la nacelle 8, et inversement. La nacelle 8 est alors complétée par d'autres capots de nacelle 8a, référencés sur la figure 2. Certains de ces capots 8a sont fixes, d'autres sont articulés, de préférence sur la structure primaire 6 du mât. En effet, il s'avère relativement simple d'articuler ces capots 8a sur la première portion 6a, par exemple au niveau du longeron supérieur 34 de raidissement. Une partie de la nacelle 8 étant structurante, les autres capots rapportés 8a peuvent avantageusement être allégés. En référence à présent aux figures 7 à 9, il est représenté un ensemble 1 selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention. Les éléments et les fonctions du mode précédent sont repris, mais il y est ajouté une spécificité diminuant la masse et le coût de l'aéronef. Effectivement, tout ou partie de la première portion enveloppante 6a est conçue pour constituer un bouclier de protection du fuselage 3 contre un éclatement moteur. Il s'agit ici d'associer à au moins une partie de la portion enveloppante 6a une fonction de bouclier UERF (de l'anglais « Uncontained Engine Rotor Failure »). De manière conventionnelle, l'expression « UERF » désigne un « éclatement moteur dont un fragment ne serait pas contenu par le carter moteur ». Aussi, en cas de projection d'un élément de rotor qui traverserait le carter moteur, cet élément serait avantageusement stoppé par la portion enveloppante 6a de la structure rigide, conçue et certifiée pour assurer une telle fonction. Le fait d'associer cette fonction normalisée à la nacelle 8 / la structure enveloppante 6a représente une rupture technologique forte avec la pratique conventionnelle, qui consistait à mettre en oeuvre cette fonction sur le fuselage de l'aéronef. En étant au plus près du moteur 10, il est possible de limiter l'étendue des panneaux concernés par cette fonction, à la fois dans la direction axiale et dans la direction circonférentielle. En effet, comme cela est schématisé sur la figure 8, la longueur circonférentielle de la portion enveloppante 6a peut être largement inférieure à celle de la partie de fuselage 3' qu'elle protège, partie 3' qui était auparavant elle-même conçue pour assurer cette fonction de bouclier. Il en découle donc un gain de masse et de coût, encore accentué par la diminution de la longueur nécessaire dans la direction axiale. Effectivement, comme montré sur la figure 7, la zone de risque de projection d'éléments de rotor s'étend de façon tronconique à partir du moteur, en s'évasant axialement en allant vers le fuselage. Aussi, plus le bouclier est proche du moteur, plus sa distance axiale peut être réduite tout en protégeant la même surface du fuselage. A cet égard, sur la figure 7, il a été représenté la zone de risque tronconique 40, qui s'initie au droit de la portion du moteur la plus problématique, à savoir le compresseur basse pression. C'est donc la partie de la portion enveloppante 6a en regard de ce compresseur qui forme le bouclier. Néanmoins, il est noté que toute la portion enveloppante 6a pourrait être constituée de la même manière en formant ainsi un bouclier tout le long de celle-ci. Mais, préférentiellement, la conception et/ou les matériaux permettant la fonction de bouclier sont seulement retenus pour la partie concernée en regard du compresseur basse pression, ce qui permet un gain de coût. D'ailleurs, il est noté que cette fonction peut prendre la forme d'un revêtement particulier 42, comme cela a été représenté schématiquement sur la figure 9. Mais, préférentiellement, cette fonction de bouclier est procurée intrinsèquement par les panneaux raidis 30, sans besoin d'y apporter un quelconque ajout. Dans le cas où ces panneaux 30 sont métalliques, ils peuvent par exemple être réalisés par un procédé de formage à chaud (de l'anglais « hot forming ») pour répondre aux normes de protection UERF en vigueur. Dans le cas d'une réalisation en matériau composite, la technique de tissage 3D est préférentiellement utilisée. Enfin, il est noté qu'avec la nacelle structurante 8 formant bouclier de protection UERF, il n'est plus nécessaire de conserver un jeu axial élevé entre le fond étanche arrière 46 de l'aéronef, et la zone de risque tronconique 40. Aussi, il est possible de reculer ce fond étanche arrière 46 et envisager d'implanter une rangée de sièges cabine supplémentaire, et/ou d'avancer les moteurs pour obtenir un centre de gravité de l'aéronef dans une position plus optimale et une pointe arrière plus compacte. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. En particulier, l'invention s'applique également au cas d'un montage du moteur sur l'empennage vertical 3a' de l'aéronef, montré sur la figure 1, cet empennage étant fixé sur la partie arrière 3a du fuselage.20 REVENDICATIONS1. Ensemble (1) pour aéronef comprenant une partie arrière (3a, 3a') d'aéronef, un moteur (10), une nacelle (8) et un mât d'accrochage (4) du moteur sur la partie arrière , l'ensemble comprenant également des moyens d'accrochage (7) du moteur sur une structure rigide (6) du mât d'accrochage, les moyens d'accrochage comprenant deux attaches moteur (7a) conçues pour assurer la reprise des efforts axiaux de poussée générés par le moteur, caractérisé en ce que ladite structure rigide (6) du mât comporte une première portion (6a) enveloppant en partie le moteur, ladite première portion comprenant une peau extérieure formant une partie d'une surface aérodynamique extérieure de la nacelle (8), et en ce que lesdites deux attaches moteur (7a) de reprise des efforts axiaux de poussée sont agencées de façon diamétralement opposée à l'arrière de la structure rigide (6), en étant raccordées sur ladite première portion (6a). 2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que en ce que lesdits moyens d'accrochage (7) du moteur sur la structure rigide (6) du mât comprennent également une pluralité d'autres attaches moteur (7b, 7c), agencées à l'avant des attaches moteur (7a) de reprise des efforts axiaux de poussée, et également raccordées sur ladite première portion (6a). 3. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que la première portion (6a) de la structure rigide (4) comporte une pluralité de panneaux (30) raidis par des cadres structuraux (32) et/ou des longerons (34), ces panneaux formant ensemble ladite peau extérieure. 4. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que lesdits cadres structuraux (32) et/ou longerons (34) raidissant les panneaux portent lesdites deux attaches moteur (7a) de reprise des efforts axiaux de poussée. 5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure rigide (6) du mât d'accrochage comprend également une seconde portion (6b) de déport de la première portion (6a), ladite seconde portion étant fixée au fuselage et permettant de déporter ladite première portion vis-à-vis de ce même fuselage. 6. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ladite seconde portion (6b) de la structure rigide (6) comporte une pluralité de longerons (22) s'étendant selon une direction de déport (20) du moteur (10) relativement au fuselage, ainsi qu'une poutre axiale (24) reliant les longerons (22) et supportant la première portion (6a) de la structure rigide. 7. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au moins une partie de la première portion (6a) de la structure rigide (6) est conçue pour constituer un bouclier de protection du fuselage contre un éclatement moteur. 8. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu'au moins la partie de la première portion (6a) située en regard d'un compresseur basse pression du moteur (10), est conçue pour constituer un bouclier de protection du fuselage contre un éclatement moteur. 9. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit moteur (10) comporte un générateur de gaz (10a) et un récepteur (10b) à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, agencé à l'arrière du générateur de gaz (10a). 10. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que lesdites deux attaches moteur (7a) de reprise des efforts axiaux de poussée sont attachées au moteur à proximité de la jonction entre le générateur de gaz (10a) et le récepteur (10b) à doublet d'hélices contrarotatives non carénées. 11. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la nacelle (8) comporte des éléments de nacelle (8a), parmi lesquels des capots articulés, montés sur ladite première portion (6a) de la structure rigide du mât d'accrochage (4). 15 20 25 30 12. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite partie arrière est une partie arrière de fuselage (3a) de l'aéronef. 13. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que ladite partie arrière est un empennage vertical (3a') de l'aéronef, fixé sur une partie arrière de fuselage (3a). 14. Aéronef (200) comprenant un ensemble (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.