FR 2676707 A1 19921127 FR 9106198 A 19910523 1 2676707 DESCRIPTION La présente invention concerne une nacelle pour suspendre sous l'aile d'un avion un groupe turboréacteur, notamment du type moteur à double flux ainsi que les moyens d'accrochage associés. Il est actuellement connu d'attacher sous les ailes d'un avion un turboréacteur à double flux, notamment du type à soufflante avant, à l'extrémité d'un mât-support suspendu à l'aile. Cette solution peut être utilisée pour des mot-eurs dont le taux de dilution ne dépasse pas 10, ce qui correspond à des diamètres de souflante qui restent compatibles avec une trainée aérodynamique acceptable de la nacelle Ce type de solution est par exemple illustré par FR-A 2 262 201, FR-A 2 295 876 ou FR-A 2 290 350. FR-A 2 606 081 montre également une suspension de moteur sous l'aile au moyen d'un mât-pylône associé à des bras- supports. D'autres solutions prévoient une intégration de la nacelle à l'aile de l'avion et des exemples de telles réalisations sont donnés par US-A 4 055 041, US-A 4 147 029 ou EP-A O 314 568. Un des buts de l'invention est d'obtenir une suspension adaptable à un moteur à très grand taux de dilution, notamment supérieur à 11 en conservant les avantages d'une intégration étroite entre le moteur et l'aile de l'avion, notamment une garde au sol suffisante tout en assurant un écoulement aérodynamique satisfaisant entre la nacelle et l'aile et en conséquence une tralnée acceptable. Par rapport aux solutions classiques o le mât-support introduit un moment de torsion en un point situé à 12 heures, l'invention vise à réaliser une suspension permettant une réduction de la masse du moteur en ne nécessitant pas un renforcement aussi important des structures de passage d'efforts sur le moteur. Ces résultats sont obtenus, conformément à l'invention, grâce à une nacelle caractérisée en ce que la suspension du groupe turboréacteur comprend à l'avant, deux poutres situées à même hauteur et écartées l'une de l'autre, lorsqu'elles sont vues suivant un plan de coupe transversal perpendiculaire à l'axe longitudinal de rotation du turboréacteur, reliant à une de leurs extrémités le carter de soufflante du turboréacteur à l'autre extrémité l'aile de l'avion et à l'arrière, deux bielles respectivement articulées à une extrémité chacune sur une attache solidaire de l'aile et à l'autre extrémité sur un moyen unique de liaison au carter d'échappement du turboréacteur et situées dans un même plan longitudinal passant par l'axe de rotation du turboréacteur et en ce que lesdites poutres sont liées entre elles au niveau du carter de soufflante et suivant un plan horizontal par un croisillonnage et, en outre, au niveau du bord aval dudit croisillonnage sont reliées par un moyen de suspension à au moins une partie fixe du turboréacteur. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre des modes de réalisation de l'invention, en référence aux dessins annexés sur lesquels: la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe longitudinale par un plan passant par l'axe de rotation d'un groupe turboréacteur dont la nacelle comporte des moyens de suspension sous l'aile d'un avion conformes à l'invention la figure 2 est une vue de l'avant suivant la flèche F du groupe turboréacteur représenté sur la figure 1; la figure 3 est une vue schématique en coupe par un plan transversal passant par la ligne III-III de la figure 1 du groupe turboréacteur représenté sur la figure 1 et montrant un premier mode de réalisation des moyens de suspension sous l'aile de l'avion; la figure 4 est une vue schématique en coupe par un plan transversal passant par la ligne IV-IV de la figure 1 du groupe turbopropulseur représenté sur la figure 1 et montrant les moyens de suspension sous l'aile de l'avion dans le premier mode de réalisation représenté sur la figure 3; la figure 5 est une vue schématique en coupe analogue à celle de la figure 4 montrant une variante de réalisation des moyens de suspension la figure 6 est une vue schématique en coupe par un plan transversal passant par la ligne VI-VI de la figure 1 des moyens de suspension conformes à l'invention; la figure 7 est une vue schématique en coupe par un plan passant par la ligne VII-VII de la figure 1 du groupe turboréacteur représenté sur la figure 1 et montrant les moyens de suspension sous l'aile d'un avion conformes à l'invention; 4 2676707 la figure 8 est une vue schématique en coupe par un plan transversal analogue à celle de la figure 3 et montrant un deuxième mode de réalisation des moyens de suspension sous l'aile de l'avion; la figure 9 est une vue schématique en coupe par un plan transversal analogue à celle de la figure 4 et montrant les moyens de suspension dans le deuxième mode de réalisation représenté sur la figure 8. Un groupe turboréacteur 1 du type moteur à double flux connu en soi est schématiquement représenté sur la figure 1 et comporte notamment une soufflante avant composée d'un rotor 2 et d'au moins un étage redresseur 3 caréné par un carter 4 de soufflante formant un canal annulaire 5 de circulation d'un flux secondaire et d'un moteur central 6 du type à turbine à gaz dont les contours de l'enveloppe externe et des carters sont schématisées en 7 ainsi que l'entrée d'air en 8 et la sortie des gaz en 9 Ledit groupe turboréacteur 1 est attaché sous l'aile 10 d'un avion et vers l'amont de cette dernière, en utilisant des moyens de suspension remarquables et conformes à l'invention dont un premier mode de réalisation est représenté sur les figures 1 à 7. De manière remarquable et conforme à l'invention, lesdits moyens de suspension comportent des éléments amont et des éléments aval, amont et aval étant définis par rapport au sens normal de circulation des gaz dans le turboréacteur et constituent la nacelle Les éléments amont comprennent deux poutres 11 et 12 dont une extrémité est solidaire de l'aile 10 de l'avion et l'autre extrémité est solidaire du carter 4 de soufflante. Comme cela apparaît particulièrement sur la figure 2, 2676707 lesdites poutres il et 12 sont situées à même hauteur et écartées l'une de l'autre, ceci à titre d'exemple; mais si l'arrangement aérodynamique l'exige, les poutres peuvent être ou ne pas être parallèles et/ou à égale distance l'une de l'autre. Suivant un premier mode de réalisation de l'invention représenté sur les figures 3 et 4, lesdites poutres 11 et 12 sont reliées par un croisillonnage 13 dans un plan horizontal, mais ce croisillonnage peut ne pas être horizontal, ou même suivre la forme générale bombée de la nacelle A l'extrémité amont dudit croisillonnage 13,15 comme représenté sur la figure 3, l'une des poutres 12 est reliée au carter intermédiaire 14 du turboréacteur par une biellette 15 articulée à chaque extrémité respectivement 16 et 17 Cette biellette 15 transmet des efforts de suspension suivant l'axe transversal Y Sur le bord aval dudit croisillonnage 13, comme représenté sur la figure 4, au niveau de chaque poutre, respectivement 11 et 12, deux biellettes, respectivement 18 et 19, articulées à chacune de leurs extrémités, 20 et 21 d'une part, 22 et 23 d'autre part, assurent la liaison au carter intermédiaire 14 et25 transmettent les efforts suivant l'axe vertical Z et une biellette supplémentaire telle que 24 disposée suivant une direction générale perpendiculaire à la biellette 18 transmet les efforts suivant l'axe transversal Y Tous ces efforts sont repris notamment au niveau dudit carter30 intermédiaire 14 par quatre bras principaux 25 orientés radialement, disposés en position orthogonale et situés à degrés de part et d'autre de l'axe vertical. La partie aval des poutres 11 et 12 est montrée sur la figure 6 La forme ovale, ainsi que l'orientation verticale de la section sont données à titre d'exemple mais des formes de carénages et des orientations différentes peuvent être prévus Les éléments aval de ladite suspension sont contenus dans un mât 26 de faible épaisseur et comprennent, comme représenté sur les figures 1 et 7 deux bielles 27 et 28 articulées à une extrémité sur une attache solidaire de l'aile 10 de l'avion, respectivement 29 et 30 et à l'autre extrémité sur une pièce de liaison 31. 6 2676707 Les dites bielles 27 et 28 sont situées dans un même plan longitudinal passant par l'axe de rotation du turboréacteur Ladite pièce de liaison 31 est reliée par une biellette 32 disposée verticalement au carter d'échappement 33 du turboréacteur et par deux biellettes 34 et 35 dirigées vers l'amont et orientées à 45 degrés au carter intermédiaire 14, au niveau d'une articulation 36. L'effort suivant l'axe vertical est transmis par ladite bielle 27 et l'effort suivant l'axe longitudinal X du groupe turboréacteur est transmis par la bielle 28 tandis que la résultante des efforts est reprise par les biellettes 32, d'une part, vers le carter d'échappement 33 et 34, 35 vers le carter intermédiaire 14. Une variante de réalisation représentée sur la figure 5 prévoit au bord aval du croisillonnage 13 de relier les poutres 11 et 12 par deux biellettes, respectivement 36 et 37 à une plaque 38, elle-même reliée par trois biellettes 39, 40 et 41 à une partie fixe centrale la du turboréacteur 1 Les efforts orientés suivant l'axe vertical 2 sont transmis par les biellettes latérales 39 et 41 et les efforts orientés suivant l'axe transversal Y sont transmis par la biellette centrale 40, tous ces efforts repris par la plaque 38 étant répartis par les biellettes 36 et 37 vers les poutres 11 et 12. La suspension du moteur sous l'aile qui vient d'être décrite selon son premier mode de réalisation en référence aux figures 1 à 7 est isostatique. En fonction des applications particulières et de leurs conditions d'utilisation, une version de suspension hyperstatique peut être employée, comme on va la décrire dans un exemple d'un second mode de réalisation de l'invention, en référence aux figures 8 et 9. 7 2676707 L'organisation générale de la suspension comportant des éléments amont et des éléments aval reste identique à ce qui a été prévu dans le premier mode. Les éléments aval comportant les liaisons au carter d'échappement du turboréacteur sont également conservés identiques à leur réalisation conforme au premier mode, tels qu'ils ont été précédemment décrit en référence aux figures 1 et 7. Les éléments amont comportent également comme précédemment les poutres 11 et 12 reliées dans un plan horizontal par un croisillonnage 13 et la réalisation correspondant aux figures 1, 2 et 6 reste identique. Par contre, au niveau de l'extrémité amont dudit croisillonnage 13, la biellette 15 représentée sur la figure 3 selon le premier mode de réalisation n'est plus utilisée, comme le montre la figure 8 En outre, au niveau du bord aval dudit croisillonnage 13, les poutres 11 et 12 sont reliées aux bras principaux correspondants 25 du carter intermédiaire 14 du turboréacteur, chacune respectivement par une suspension souple et isolatrice 42 et 43 Les dites suspensions 42 et 43 supportent chacune à la fois un effort suivant l'axe transversal Y et un effort suivant l'axe vertical 2. Parmis les avantages procurés par la présente invention, on relève que la réduction de masse du moteur est obtenue du fait que le moment de torsion le long de l'axe longitudinal X est mieux supporté par les bras principaux du carter intermédiaire 14 grâce à la présence des deux poutres latérales Il et 12 et à la disposition desdits bras 25 selon une orientation à 45 degrés de part et d'autre de l'axe vertical. 8 2676707 REVENDICATIONS 1 Nacelle pour suspendre sous l'aile ( 10) d'un avion un groupe turboréacteur ( 1), notamment du type à double flux comportant une suspension caractérisée en ce qu'elle comprend, à l'avant, deux poutres ( 11, 12) situées à même hauteur et écartées l'une de l'autre, lorsqu'elles sont vue suivant un plan de coupe transversal perpendiculaire à l'axe longitudinal X de rotation du turboréacteur, reliant à une de leurs extrémités le carter de soufflante ( 4) de turboréacteur à l'autre extrémité l'aile ( 10) de l'avion et à l'arrière, deux bielles ( 27,28) respectivement articulées à une extrémité, chacune sur une attache ( 29,30) solidaire de l'aile ( 10) et à l'autre extrémité sur un moyen unique ( 31,32) de liaison au moins au carter d'échappement ( 33) du turboréacteur et situées dans un même plan longitudinal passant par l'axe de rotation dudit turboréacteur ( 1), et en ce que lesdites poutres ( 11,12) sont liées entre elles, au niveau du carter de soufflante ( 4) et suivant un plan horizontal, par un croisillonnage ( 13) et, en outre, au niveau du bord aval dudit croisillonnage ( 13) sont reliées par un moyen de suspension ( 18,19,24; 36,37; 42,43) à au moins une partie fixe ( 14,25; la) du turboréacteur ( 1). 2 Nacelle pour suspendre sous l'aile ( 10) d'un avion un groupe turboréacteur ( 1) selon la revendication 1 dans laquelle dans la partie aval de la suspension, lesdites bielles ( 27, 28) sont contenues dans un mât ( 26) de faible épaisseur et sont articulées sur une pièce de liaison ( 31) reliée, d'une part au carter d'échappement ( 33) par une biellette ( 32) orientée verticalement et, d'autre part, par deux biellettes ( 34,35) dirigées vers l'amont et orientées à 45 degrés au carter intermédiaire ( 14) du turboréacteur ( 1). 3 Nacelle pour suspendre sous l'aile ( 10) d'un avion un groupe turboréacteur ( 1) selon l'une des revendications 1 ou 2 dans laquelle l'une desdites poutres ( 12) est reliée au carter intermédiaire ( 14) du turboréacteur ( 1) par une biellette ( 15), au niveau de l'extrmit 6 amont dudit croisillonnage ( 13). 4 Nacelle pour suspendre sous l'aile ( 10) d'un avion un groupe turboréacteur ( 1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 dans laquelle, sur le bord aval dudit croisillonnage ( 13), l'une desdites poutres ( 12) est reliée au carter intermédiaire ( 14) par une biellette ( 19) orientée suivant une direction verticale et l'autre poutre ( 11) est reliée au carter intermédiaire ( 14), d'une part, par une biellette ( 18) orientée suivant une direction verticale et d'autre part, par une biellette ( 24) dont l'une des extrémités est articulée sur ladite biellette verticale ( 18) et qui est orientée suivant une direction horizontale, les articulations desdites biellettes ( 18, 19, 24) sur le carter intermédiaire ( 14) étant situées au niveau respectif de l'un des quatres bras principaux ( 25) dudit carter ( 14) disposés orthogonalement et décalés de 45 degrés de part et d'autre de l'axe vertical. Nacelle pour suspendre sous l'aile ( 10) d'un avion un groupe turboréacteur ( 1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 dans laquelle sur le bord aval dudit croisillonnage ( 13), chaque poutre ( 11,12) est reliée par une biellette ( 36,37) à une plaque ( 38) 2676707 elle-même reliée à une partie fixe centrale (la) du turboréacteur ( 1) d'une part par deux biellettes ( 39,41) disposées latéralement suivant une orientation verticale et d'autre part, par une biellette centrale ( 40) ayant une direction proche de l'horizontale. 6 Nacelle pour suspendre sous l'aile ( 10) d'un avion un groupe turboréacteur ( 1) selon l'une des revendications 1 ou 2 dans laquelle lesdites poutres ( 11,12) sont reliées, au niveau du bord aval dudit croisillonnage ( 13), chacune à l'un des quatre bras principaux ( 25) du carter intermédiaire ( 14) du turboréacteur qui sont disposés orthogonalement et décalés de 45 degrés de part et d'autre de l'axe vertical, respectivement par une suspension souple et isolatrice ( 42,43) de manière à supporter les efforts à la fois suivant l'axe transversal Y et suivant l'axe vertical Z.