Brevet FR3105777A1 — publié le 20210702

L’invention concerne un aéronef et une poutre ventrale (18) implantée dans un aéronef permettant de rigidifier une partie centrale de fuselage (7). La poutre ventrale (18) comprend un élément structurel central (19) s’étendant longitudinalement dans l’axe du fuselage sous le caisson de voilure. La poutre ventrale (18) comprend en outre deux éléments structurels latéraux (21) s’étendant longitudinalement de part et d’autre de l’axe du fuselage depuis l’arrière de l’élément structurel central (19) jusqu’à une partie arrière de fuselage. Une structure de connexion (24) relie mécaniquement l’élément structurel central (19) aux deux éléments structurels latéraux (21). Dans cette configuration la poutre ventrale (18) a une forme de diapason qui permet d’assurer la continuité structurelle du fuselage d’un aéronef tout en libérant un volume de soute ventrale accessible par le dessous de l’aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 4 Poutre ventrale en forme de diapason pour aéronef à soute ventrale La présente invention concerne une poutre ventrale destinée à assurer la continuité structurelle du fuselage d’un aéronef. Elle concerne en outre un aéronef équipé d’une telle poutre ventrale au niveau de la partie centrale de son fuselage. L’invention s’applique en particulier aux aéronefs dont le fuselage présente une soute accessible par une ouverture ventrale. En effet, certains aéronefs sont conçus afin de pouvoir larguer en vol des charges transportées dans une soute ventrale située généralement, mais pas nécessairement, en arrière du caisson de voilure traversant le fuselage. Ces aéronefs peuvent être employés pour larguer en vol toute sorte de charge ou, par exemple, pour lancer en vol des microsatellites. Dans la suite de la description, on entend par direction longitudinale et transversale des axes respectivement parallèles ou perpendiculaires à l’axe longitudinal principal du fuselage. Il en va de même pour l’avant et l’arrière qui sont respectivement orientés vers le nez et l’empennage vertical de l’aéronef ainsi que le bas et le haut qui sont à considérer par rapport au positionnement usuel d’un aéronef. Le document EP 2 662 280 décrit une poutre ventrale d’aéronef située dans la partie centrale du fuselage dont la rigidité est affectée par l’ouverture qui y est aménagée afin de faire passer un caisson de voilure. Ce caisson de voilure traverse la partie inférieure médiane du fuselage pour relier les demi-voilures s’étendant de part et d’autre du fuselage et ainsi assurer la continuité structurelle du plan de voilure. L’ouverture du caisson de voilure, ainsi que les ouvertures des logements de trains d’atterrissage, affectent la rigidité structurelle de la partie centrale du fuselage ce qui nécessite l’implantation d’une structure de renfort. Dans ce document, la continuité structurelle du fuselage est assurée par une poutre ventrale située dans la partie centrale du fuselage sous le caisson de voilure. Cette poutre ventrale relie mécaniquement les parties avant et arrière du fuselage et contribue à la transmission des charges du plan de voilure vers le fuselage et entre les parties avant et arrière du fuselage. Les poutres ventrales connues sont généralement des poutres creuses dont la longueur est orientée longitudinalement au fuselage et de section rectangulaire ou trapézoïdale. Comme indiqué ci-dessus, les poutres ventrales connues sont conçues et positionnées dans l’axe du fuselage pour rigidifier la partie centrale du fuselage afin de compenser les effets structurels des ouvertures pratiquées dans le fuselage, soit pour le passage du caisson de voilure, soit pour le déploiement ou la rétractation des trains d’atterrissage. Par contre, du fait de leur implantation longitudinale dans le bas de la partie centrale du fuselage, elles ne permettent pas aisément d’aménager cette partie centrale du fuselage pour y implanter des dispositifs auxiliaires tels que, par exemple, une soute ventrale accessible par une ouverture située sous la partie centrale de fuselage. La présente invention a pour but de proposer un nouvel élément structurel de rigidification pour la partie centrale du fuselage d’un aéronef permettant de dégager la zone médiane située dans la partie inférieure de la partie centrale de fuselage d’un aéronef. A cet effet, il est proposé, selon un premier aspect de l’invention, une poutre ventrale d’aéronef, ledit aéronef comprenant un fuselage présentant selon un axe longitudinal une partie avant, une partie arrière et une partie centrale traversée par un caisson de voilure. La poutre ventrale est située dans le bas de la partie centrale de fuselage. Elle comprend un élément structurel central s’étendant sous le caisson de voilure et parallèlement à l’axe longitudinal du fuselage depuis l’arrière de la partie avant de fuselage. La poutre ventrale comprend en outre au moins deux éléments structurels latéraux s’étendant longitudinalement de part et d’autre de l’axe longitudinal du fuselage depuis l’arrière de l’élément structurel central jusqu’à la partie arrière de fuselage. La poutre ventrale comprend aussi une structure de connexion qui relie mécaniquement l’élément structurel central auxdits au moins deux éléments structurels latéraux. L’espace libéré dans la zone médiane de la partie centrale de fuselage par le renvoi des éléments structurels vers les côtés, peut ainsi être utilisé pour l’implantation de dispositifs qui nécessitent un accès régulier par le dessous de l’aéronef. Préférentiellement, la structure de connexion comprend au moins une première extension structurelle transversale positionnée verticalement et s’étendant de part et d’autre de l’élément structurel central jusqu’auxdits au moins deux éléments structurels latéraux. L’au moins une première extension latérale s’étend transversalement auxdits éléments structurels central et latéraux. Additionnellement, la structure de connexion comprend au moins une deuxième extension structurelle transversale positionnée verticalement et reliant lesdits au moins deux éléments structurels latéraux. L’au moins une deuxième extension latérale s’étend transversalement auxdits éléments structurels central et latéraux. Avantageusement, la structure de connexion comprend en outre au moins une plaque de cisaillement reliant mécaniquement lesdits éléments structurels central et latéraux et s’étendant dans un plan parallèle au plan formé par lesdits éléments structurels central et latéraux. Cette configuration de la structure de connexion permet d’obtenir un caisson rigide pour relier les éléments structurels de la poutre ventrale qui laisse néanmoins un volume exploitable dans la partie médiane de la partie centrale de fuselage. Additionnellement, la poutre ventrale comprend au moins une extension centrale de renfort s’étendant sous la partie arrière de l’élément structurel central et se prolongeant entre lesdits au moins deux éléments structurels latéraux sur au moins la longueur de ladite au moins une plaque de cisaillement. La prolongation de l’élément structurel central sur la zone couverte par la plaque de cisaillement permet de renforcer l’encastrement de l’élément structurel central dans la structure de connexion. Selon un deuxième aspect de l’invention, il est proposé un aéronef comprenant une poutre ventrale telle que définie ci-dessus. Avantageusement, lesdits au moins deux éléments structurels latéraux de la poutre ventrale s’étendent de part et d’autre d’une ouverture de soute ventrale débouchant sur une soute ventrale située en arrière d’un caisson de voilure. Ainsi, le positionnement latéral de ces éléments de la poutre ventrale permet de maximiser le volume de la soute ventrale et de ne pas interférer avec la cinématique d’ouverture des portes d’accès à cette soute ventrale. Additionnellement, un réservoir est implanté entre le caisson de voilure et la soute ventrale au niveau de la structure de connexion. Le volume disponible au-dessus de la plaque de cisaillement au niveau de la structure de connexion peut ainsi être utilisé pour implanter un réservoir. Préférentiellement, une partie basse du réservoir est de forme généralement cylindrique et une partie haute du réservoir est de forme lenticulaire. La forme lenticulaire du haut du réservoir permet de supporter la différence de pression entre la zone pressurisée située au-dessus et le réservoir qui n’est pas pressurisé. Avantageusement, lesdits au moins deux éléments structurels latéraux présentent chacun une face orientée vers l’extérieur de l’aéronef dont la forme assure la continuité aérodynamique du fuselage ; et/ou une face orientée vers l’intérieur de l’aéronef définissant la partie inférieure latérale respective d’un volume réservé au déplacement de portes de soute obturant l’ouverture de la soute ventrale, et à la cinématique de déplacement de ces portes de soute ventrale. En outre, additionnellement ou alternativement, au moins une extension postérieure s’étend vers l’arrière du fuselage à partir de la partie arrière de l’élément structurel latéral auquel elle est reliée mécaniquement. Ladite au moins une extension postérieure est également reliée mécaniquement à la partie arrière de fuselage. Ainsi, la forme extérieure des éléments structurels latéraux permet de les écarter jusqu’aux extrémités latérales du fuselage ce qui permet de maximiser l’espace libéré entre celles-ci. De même, pour les faces intérieures qui permettent de dégager le volume nécessaire au déplacement des portes de soute ventrale et à l’implantation de la cinématique vers les côtés. D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description de l’invention qui suit. Cette description de l’invention est faite uniquement à titre d’exemple non limitatif de celle-ci. Aux dessins annexés, donnés également à titre d'exemples non limitatifs : la figure 1 représente une vue schématique en perspective d’un aéronef ; la figure 2 est une vue en perspective du carénage ventral de l’aéronef ; la figure 3 est une vue en perspective de la poutre ventrale ; la figure 4 est une vue de côté partiellement en coupe de la partie centrale du fuselage ; la figure 5a est une vue en coupe A-A du fuselage central représentée en perspective ; la figure 5b est une vue en coupe B-B du fuselage central représentée en perspective ; la figure 5c est une vue en coupe C-C du fuselage central représentée en perspective ; la figure 6 est une vue en coupe partielle de la partie arrière du fuselage représentée en perspective ; la figure 7 est une vue de côté de la zone d’implantation du réservoir ; et la figure 8 est une vue de détail en perspective montrant un coin de l’ouverture de la soute ventrale. La figure 1 représente un aéronef 1 présentant un fuselage 2 divisé longitudinalement en trois zones, une partie avant 3 comprenant le nez 4 de l’aéronef, une partie arrière 5 sur laquelle l’empennage 6 est implanté, et une partie centrale 7. La partie centrale 7 relie les parties avant et arrière de fuselage 3 et 5, et un plan de voilure 8 y est implanté. Le plan de voilure 8 est constitué de deux demi-voilures 9 s’étendant de part et d’autre de la partie centrale de fuselage 7. La continuité structurelle du plan de voilure 8 est assurée par un caisson de voilure 10 (voir figures 4 et 5A) reliant les deux demi-voilures 9 et traversant la partie centrale de fuselage 7 par des ouvertures de caisson de voilure 11 situées de chaque côté de la partie centrale de fuselage 7. De plus, des ouvertures de logement de train d’atterrissage 12 sont aménagées dans la partie centrale de fuselage 7 en arrière des ouvertures de caisson de voilure 11. Des trains d’atterrissage 13 peuvent ainsi être rétractés à l’intérieur du fuselage 2 de l’aéronef 1 après la phase de décollage et être déployés pendant les phases d’atterrissage. Une soute ventrale 14 est aménagée dans la partie centrale de fuselage 7 en arrière du caisson de voilure 10. Un carénage ventral 15 recouvre la zone inférieure de la partie centrale de fuselage 7 au niveau des ouvertures de caisson de voilure 11, des ouvertures de logement de train d’atterrissage 12, et d’une ouverture de soute ventrale 16. Le carénage ventral 15 illustré à la figure 2 assure la continuité aérodynamique du fuselage 2 autour des différentes ouvertures aménagées dans la partie centrale de fuselage 7. Néanmoins, contrairement au reste du fuselage 2, le carénage ventral 15 ne contribue pas à la rigidité structurelle du fuselage 2. La continuité structurelle du fuselage 2 est assurée par une poutre ventrale 18 (voir figure 3) qui s’étend longitudinalement dans la zone inférieure de la partie centrale de fuselage 7 comme illustré à la figure 4. Cette poutre ventrale 18 est représentée aux figures 3 et 4 . La poutre ventrale 18 rigidifie la partie centrale de fuselage 7 pour pallier les effets structurels générés par les différentes ouvertures aménagées dans la partie centrale de fuselage 7. Pour cela, la poutre ventrale 18 comprend un élément structurel central 19 s’étendant sous le caisson de voilure 10. Cet élément structurel central 19 est formé principalement par un longeron creux de section quadrilatérale. Il s’étend parallèlement à l’axe longitudinal central du fuselage 2, dans la partie médiane de la partie centrale de fuselage 7. Cet élément structurel central 19 s’étend sensiblement depuis l’arrière de la partie avant de fuselage 3 sous le caisson de voilure 10 auquel il est relié mécaniquement par des voiles 20 comme illustré aux figure s 3, 4 et 5 a . Ces voiles sont des profilés plats dont les surfaces principales sont orientées verticalement. Elles ont la forme de quadrilatères dont deux des côtés opposés sont reliés mécaniquement respectivement à l’élément structurel central 19 et au caisson de voilure 10. Dans le cas illustré, ces voiles 20 sont de forme trapézoïdale avec leur grand côté relié mécaniquement à l’élément structurel central et le petit côté parallèle au grand côté relié mécaniquement au caisson de voilure 10. Ainsi, les contraintes mécaniques induites par le plan de voilure 8 sont au moins partiellement transmises par le caisson de voilure 10 à l’élément structurel central 19 qui les draine ensuite vers le reste du fuselage 2. A l’arrière de l’élément structurel central 19, la poutre ventrale 18 se prolonge par deux éléments structurels latéraux 21 s’étendant parallèlement et de chaque côté de l’axe longitudinal central du fuselage 2. L’élément structurel central 19 est situé au même niveau ou sensiblement au même niveau que les éléments structurels latéraux 21. Ces éléments structurels latéraux s’étendent depuis l’arrière de l’élément structurel central 19 jusqu’à la partie arrière de fuselage 5 (voir figure 6). L’excentrage des éléments structurels latéraux 21 de part et d’autre de l’axe longitudinal du fuselage permet de libérer un volume dans la partie centrale de fuselage 7 à l’arrière du caisson de voilure 10 qui peut être utilisé pour y loger toute sorte de dispositif ou d’aménagement spécifique à l’utilisation de l’aéronef 1. Dans la suite de la description et comme illustré à la figure 2, ce volume libéré dans la partie centrale de fuselage 4 est utilisé pour implanter un réservoir 22, une soute ventrale 14 située derrière ce réservoir 22, et/ou un réservoir auxiliaire 23 situé derrière la soute ventrale 14. Ainsi, les éléments structurels latéraux 21 s’étendent de chaque côté de l’ouverture de la soute ventrale 16. D’autre aménagements implantables dans ce volume rendu accessible par la forme en diapason de la poutre ventrale sont envisageables. Comme illustré à la figure 3 , l’élément structurel central 19 et les éléments structurels latéraux 21 sont reliés mécaniquement par une structure de connexion 24. Cette structure de connexion 24 comprend une plaque de cisaillement 25 substantiellement plane qui s’étend dans le plan formé par les faces inférieures des éléments structurels latéraux 21. De plus, la plaque de cisaillement 25 s’étend transversalement à l’axe longitudinal du fuselage 2 entre les deux éléments structurels latéraux, et longitudinalement à l’axe du fuselage 2 depuis l’arrière de l’élément structurel central 19 jusqu’à la limite antérieure de l’ouverture de la soute ventrale 16. Un trou d’homme 26 est aménagé dans la plaque de cisaillement 25 de chaque côté de l’axe longitudinal du fuselage 2 afin de permettre l’inspection et la maintenance par le dessous de l’aéronef de dispositifs situés au-dessus de cette plaque de cisaillement 25. En outre, la structure de connexion 24 comprend une première extension structurelle transversale 27 disposée sensiblement verticalement et perpendiculairement aux éléments structurels central et latéraux 19 et 21 auxquels ils sont reliés mécaniquement. Cette première extension structurelle transversale 27 s’étend de part et d’autre de l’élément structurel central 19 jusqu’aux éléments structurels latéraux 21. En outre, la première extension structurelle transversale 27 est reliée mécaniquement à la plaque de cisaillement 25 et au fuselage. En arrière de la première extension structurelle transversale 27, et parallèlement à celle-ci, la structure de connexion 24 comprend en outre une deuxième extension structurelle transversale 28 qui est reliée mécaniquement aux deux éléments structurels latéraux 21, à la plaque de cisaillement 25 et au fuselage. La structure de connexion 24 forme avec la plaque de cisaillement 25 et les première et deuxième extensions structurelles transversales 27 et 28, un caisson de rigidification à trois côtés reliant l’élément structurel central 19 et les éléments structurels latéraux 21. C’est cette configuration qui donne à la poutre ventrale 18 cette forme en diapason. Pour renforcer la liaison entre l’élément structurel central 19 et la plaque de cisaillement 25, deux extensions centrales longitudinales 29 s’étendent sous la partie arrière de l’élément structurel central 19 et se prolongent entre les deux éléments structurels latéraux 21 sur toute la longueur du panneau de cisaillement 25 afin de former une prolongation de l’élément structurel central 19. Cette disposition permet d’obtenir un encastrement de l’élément structurel central 19 avec la plaque de cisaillement. De plus, ces extensions centrales longitudinales 29 ont des extrémités taillées en sifflet pour recevoir et transférer progressivement les charges mécaniques auxquelles elles sont soumises. Comme illustré à la figure 3, un réseau de nervures 30 est fixé sur la face supérieure de la plaque de cisaillement 25 pour la rigidifier. La figure 5 b montre un cadre incliné 31 cloisonnant la partie inférieure du fuselage 2 situé en avant de la première extension structurelle transversale 27 (voir aussi figure 7). Ce cadre incliné 31 est relié mécaniquement au fuselage 2 et à l’élément structurel central 19. Le réservoir 22 est implanté en arrière du cadre incliné 31. La figure 5 c montre le réservoir 22 implanté entre le cadre incliné 31 et la deuxième extension structurelle 28. Le réservoir 22 est situé au niveau de la structure de connexion 24 entre le cadre incliné 31 et l’ouverture de soute ventrale 16. Le réservoir 22 présente une partie basse 32 de forme généralement cylindrique et un sommet 33 de forme lenticulaire. Des extensions 34 de l’arrière de l’élément structurel central 19 s’étendent depuis l’élément structurel central 19 dans l’axe longitudinal de celui-ci jusqu’à l’intérieur du réservoir 22. Les charges mécaniques de compression transitant dans l’élément structurel central 19, en particulier celles générées par la flexion du fuselage 2, sont drainées principalement dans chaque élément structurel latéral. Le reste de ces charges mécaniques est transmis à la partie inférieure 35 de la partie centrale de fuselage 7 en avant de la soute ventrale 14. La figure 8 montre aussi un renfort externe 36 fixé à un des coins de l’ouverture de soute ventrale 16. Chacun de ces renforts externes 36 se présente sous la forme d’une plaque de renfort fixée sur la paroi du fuselage au niveau de chaque coin de l’ouverture de la soute ventrale 16. L’élément structurel central 19 et les deux éléments structurels latéraux 21 peuvent être tous ou isolément réalisés en matériau composite ou en alliage métallique. La disposition des éléments structurels latéraux 21 des deux côtés de l’ouverture de la soute ventrale 16 permet de libérer un volume de chaque côté de la soute ventrale 14 dans lequel les portes de la soute ventrale se déplacent et dans lequel est logée la cinématique pour les ouvrir et les fermer (non représentée). Plus particulièrement, la face de chaque élément structurel latéral 21 qui est orientée vers l’intérieur de l’aéronef 1 définit la partie inférieure latérale respective d’un volume réservé au déplacement de portes de soute ventrale obturant l’ouverture de la soute ventrale 16, et à la cinématique de déplacement de ces portes de soute. La face des éléments structurels latéraux 21 orientée vers l’extérieur de l’aéronef 1 présente une forme assurant la continuité aérodynamique de la partie du carénage ventral 15 qui est juxtaposée aux éléments structurels latéraux 21 (voir figure 6). La figure 6 montre des extensions postérieures 37 qui prolongent vers l’arrière les deux éléments structurels latéraux 21. Ces extensions postérieures 37 sont reliées mécaniquement à la partie arrière de fuselage 5 afin d’y transférer les charges mécaniques exercées sur les deux éléments structurels latéraux 21. A cette fin, l’extrémité arrière de ces extensions postérieures 37 est taillée en sifflet afin de transférer progressivement les charges mécaniques à la partie arrière de fuselage. Comme illustré à la figure 6, les éléments structurels latéraux 21 peuvent s’étendre au-delà de l’arrière de la partie centrale de fuselage 7 sur au moins la partie antérieure de l’élément arrière de fuselage 5. Cette disposition permet d’étendre l’ouverture de la soute ventrale 16 sur la partie antérieure de l’élément arrière de fuselage 5 en parallèle des éléments structurels latéraux 21. Des éléments transversaux de renfort 38 sont reliés mécaniquement à l’arrière des deux éléments structurels latéraux 21 aux extensions postérieures 37 et au fuselage afin d’assurer la rigidité des éléments structurels latéraux 21 et des extensions postérieures 37 comme les première et deuxième extensions structurelles transversales 27 et 28. Comme le montre la figure 6, les éléments structurels latéraux 21 sont espacés l’un de l’autre afin de dégager un espace suffisant entre eux deux pour accéder à la soute ventrale 14 et larguer en vol les charges disposées dans la soute ventrale. Comme il en découle de la description ci-dessus, la poutre ventrale 18 sert à transmettre les efforts mécaniques dans la partie centrale de fuselage 7 et entre les parties avant et arrière de fuselage 3 et 5. A cette fin, les éléments structurels latéraux sont dimensionnés et disposés pour supporter et drainer les contraintes mécaniques transitant vers ou depuis la partie arrière de fuselage 5. Ils servent également à supporter des organes mécaniques, tels que par exemple une partie de la cinématique d’ouverture des portes obturant l’ouverture de la soute centrale 16, ou des câbles électriques, des conduites hydrauliques et/ou tout autre équipement disposé dans cette partie du fuselage de l’aéronef. Ces deux éléments structurels latéraux 21 sont dimensionnés afin de supporter les contraintes mécaniques auxquelles elles sont soumises, en particulier pour assurer leur résistance au flambage. Pour cela, les première et deuxième extensions structurelles transversales 27 et 28 et les éléments transversaux de renfort 38 renforcent cette stabilité au flambage des éléments structurels latéraux 21. Cet agencement permet de maintenir une raideur suffisante du fuselage 2 au niveau de la soute ventrale 14 tout en optimisant les dimensions de l’ouverture de la soute ventrale 16. Cette raideur au niveau de la soute ventrale permet de garantir une étanchéité suffisante lors des différentes phases de vol des portes de la soute ventrale lorsqu’elles sont fermées. Les différents éléments constituant la poutre ventrale, comme par exemple les éléments constitutifs de la structure de connexion 24, peuvent être mis en œuvre isolément ou sous d’autres formes de combinaison selon le contexte et dans des variantes de configuration différentes de celles décrites ci-avant. De même des variations de la configuration de l’aéronef sont possibles sans sortir du champ de l’invention, tel que, par exemple, la position de la soute ventrale en avant du caisson de voilure. Dans cette configuration alternative, l’orientation de la poutre ventrale en diapason selon l’invention est inversée. C’est-à-dire que les éléments structurels latéraux sont positionnés en avant de l’élément structurel central. De plus, en règle générale tous les éléments mécaniques décrits comme étant en position inclinée, tel que le cadre incliné 31, peuvent être en position verticale ou horizontale selon le cas, et inversement en position légèrement inclinée s’ils sont décrits comme étant en positon horizontale ou verticale. Poutre ventrale d’aéronef, ledit aéronef (1) comprenant un fuselage (2) présentant selon un axe longitudinal central du fuselage une partie avant (3), une partie arrière (5) et une partie centrale (7) traversée par un caisson de voilure (10), ladite poutre ventrale (18) étant située dans le bas de la partie centrale de fuselage (7) ; ladite poutre ventrale (18) comprenant un élément structurel central (19) s’étendant au moins partiellement sous le caisson de voilure (10), parallèlement à l’axe longitudinal central du fuselage (2) ; ladite poutre ventrale (18) étant caractérisée en ce qu’elle comprend en outre : - au moins deux éléments structurels latéraux (21) s’étendant longitudinalement de part et d’autre de l’axe longitudinal central du fuselage (2) depuis l’arrière de l’élément structurel central (19) jusqu’à la partie arrière de fuselage (5) ; et - une structure de connexion (24) reliant mécaniquement l’élément structurel central (19) auxdits au moins deux éléments structurels latéraux (21). Poutre ventrale selon la revendication 1, dans laquelle la structure de connexion (24) comprend au moins une première extension structurelle transversale (27) positionnée verticalement et s’étendant de part et d’autre de l’élément structurel central (19) jusqu’auxdits au moins deux éléments structurels latéraux (21) ; ladite au moins une première extension latérale (27) s’étendant transversalement auxdits éléments structurels central et latéraux (19, 21). Poutre ventrale selon la revendication 2, dans laquelle la structure de connexion (24) comprend en outre au moins une deuxième extension structurelle transversale (28) positionnée verticalement et reliant lesdits au moins deux éléments structurels latéraux (21) ; ladite au moins une deuxième extension latérale (21) s’étendant transversalement auxdits éléments structurels central et latéraux (19, 21). Poutre ventrale selon l‘une des revendications précédentes, dans laquelle la structure de connexion (24) comprend en outre au moins une plaque de cisaillement (25) reliant mécaniquement lesdits éléments structurels central et latéraux (19, 21) et s’étendant dans un plan parallèle au plan formé par lesdits éléments structurels central et latéraux (19, 21). Poutre ventrale selon la revendication 4, comprenant en outre au moins une extension centrale de renfort (29) s’étendant sous la partie arrière de l’élément structurel central (19) et se prolongeant entre lesdits au moins deux éléments structurels latéraux (21) sur au moins la longueur de ladite au moins une plaque de cisaillement (25). Aéronef comprenant une poutre ventrale (18) telle que définie dans l’une des revendications précédentes. Aéronef selon la revendication 6, dans lequel lesdits au moins deux éléments structurels latéraux (21) de la poutre ventrale (21) s’étendent de part et d’autre et au moins tout le long d’une ouverture de soute ventrale (16) débouchant sur une soute ventrale (14) située en arrière d’un caisson de voilure (10). Aéronef selon la revendication 7, comprenant en outre un réservoir (22) situé entre le caisson de voilure (10) et la soute ventrale (14) au niveau de la structure de connexion (24). Aéronef selon la revendication 8, dans lequel une partie basse du réservoir (32) est de forme généralement cylindrique et une partie haute du réservoir (33) est de forme lenticulaire. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 7 à 9, dans lequel lesdits au moins deux éléments structurels latéraux (21) présentent chacun : - une face orientée vers l’extérieur de l’aéronef (1) dont la forme assure la continuité aérodynamique du fuselage (2) ; et/ou - une face orientée vers l’intérieur de l’aéronef (1) définissant la partie inférieure latérale respective d’un volume réservé au déplacement de portes de soute obturant l’ouverture de la soute ventrale (16), et à la cinématique de déplacement de ces portes de soute ventrale ; et/ou - au moins une extension postérieure (37) s’étendant vers l’arrière du fuselage (2) à partir de la partie arrière de l’élément structurel latéral (21) auquel elle est reliée mécaniquement ; ladite au moins une extension postérieure (37) étant reliées mécaniquement à la partie arrière de fuselage (5). Aéronef selon l’une quelconque des revendications 6 à 10, dans lequel au moins un élément structurel transversal de renfort (27, 28, 38) relie mécaniquement des éléments de la poutre ventrale 18 au fuselage.