FR 2857650 A1 20050121 FR 0407804 A 20040713 La présente invention concerne une nacelle à écoulement laminaire pour un moteur d'avion, particulièrement une nacelle à écoulement laminaire pour un moteur à turbine à gaz et en particulier une nacelle à écoulement laminaire pour un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante. La présente invention concerne également une surface à écoulement laminaire pour un avion. L'obtention d'un écoulement laminaire sur la surface d'un avion peut conduire à une réduction de traînée significative d'où des économies de carburant. Il est connu de retarder la transition de l'écoulement laminaire vers l'écoulement turbulent sur une surface d'un avion en appliquant une aspiration 10 au niveau de la surface. La couche limite est aspirée à travers des pores dans la surface pour empêcher la survenance de la turbulence. Ceci est connu en tant que contrôle de l'écoulement laminaire. Il est connu de fournir un écoulement laminaire sur la surface de la nacelle d'un moteur d'avion en aspirant la couche limite de la surface de la 15 nacelle à l'intérieur de la nacelle en utilisant des conduits, des valves et une pompe entraînée par un moteur électrique ou un moteur alimenté au carburant etc. Une telle connaissance antérieure est connue des documents GB-2 232 132A et US-5 297 765. Le problème avec cet arrangement en écoulement laminaire est que 20 l'utilisation de conduit, de valve et d'une pompe ajoute du poids et de la complexité à l'arrangement à écoulement laminaire. Il y a également une exigence pour la maintenance de l'arrangement à écoulement laminaire et donc il y a besoin de panneaux d'accès dans l'élément externe de la nacelle. Des panneaux d'accès dans l'élément externe de la nacelle produisent des 25 perturbations dans l'écoulement sur l'élément externe de la nacelle et augmente la traînée. Le document GB-2 285 669A divulgue une nacelle présentant des ouvertures d'entrée sur sa surface externe à travers laquelle la couche limite d'air est aspirée. Un conduit connecte les ouvertures d'entrée à une ouverture de 30 décharge en aval de celle-ci et est coupée par un autre conduit ouvert vers la surface interne de la nacelle. Au niveau de l'intersection, une pompe d'aspiration est prévue qui est entraînée par l'air issue du conduit interne enlevant ainsi la couche limite sur la surface externe de la nacelle. Le problème avec cet arrangement, est que l'ouverture d'entrée interne est une perte parasite significative pour la performance du moteur puisque l'entrée est en aval de la soufflante propulsive. En conséquence, la présente invention cherche à fournir une nouvelle nacelle à écoulement laminaire pour un moteur d'avion qui réduit les problèmes susmentionnés. En conséquence, la présente invention fournit une nacelle à écoulement 10 laminaire pour un moteur d'avion, la nacelle présentant un élément externe définissant une forme aérodynamique, un élément interne définissant une chambre avec l'élément externe, et un tuyau d'entrée connectant de manière fluidique l'air ambiant avec la chambre pour la ventilation de celle-ci, la nacelle comprend une région poreuse au niveau d'une première région de l'élément 15 externe, la région poreuse est arrangée de sorte à permettre un écoulement de fluide dans un conduit, caractérisé en ce que le tuyau d'entrée comprend une partie venturi présentant une partie à basse pression étroite et le conduit est connecté à la partie étroite pour fournir une aspiration vers la région poreuse. De préférence, un réseau de tuyau d'entrée et un réseau de conduit sont 20 prévus, chaque conduit est connecté à la partie étroite de chaque tuyau. Selon un second aspect, la présente invention comprend une surface à écoulement laminaire pour un avion, la surface présentant un élément externe définissant une forme aérodynamique, un élément interne définissant une chambre avec l'élément externe, et un tuyau d'entrée connectant de manière 25 fluidique l'air ambiant avec la chambre pour une ventilation de celle-ci, la surface comprend une région poreuse au niveau d'une première région de l'élément externe, la région poreuse est arrangée de sorte à permettre un écoulement de fluide dans un conduit caractérisé en ce que le tuyau d'entrée comprend une partie venturi présentant une partie à basse pression étroite et le 30 conduit est connecté à la partie étroite pour fournir une aspiration vers la région poreuse. De préférence, la surface est une nacelle pour un moteur d'avion; en variante, la surface à écoulement laminaire est une surface supérieure d'une aile d'un avion. La présente invention sera plus amplement décrite au moyen d'exemples faisant référence aux dessins accompagnants sur lesquels: - la figure 1 est une vue d'un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante présentant une nacelle à écoulement laminaire selon la présente invention, - la figure 2 est une vue en section transversale agrandie à travers la nacelle à écoulement laminaire représenté sur la figure 1, - la figure 3 est une autre vue en section transversale agrandie d'une région poreuse de la nacelle à écoulement laminaire représenté sur la figure 2, - la figure 4 est une vue d'un avion incorporant un mode de réalisation de la présente invention. Un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10, tel que représenté sur la figure 1, comprend en série d'écoulement axial une entrée 12, une section de soufflante 14, une section de compresseur 16, une section de combustion 18, une section de turbine 20 et une tuyère d'éjection 22. La section de turbine 20 20 comprend une ou plusieurs turbine(s) basse pression (non représentée(s)) pour entraîner une soufflante 14 dans la section de soufflante 14 et une ou plusieurs turbine(s) à haute pression pour entrainer un compresseur à haute pression (non représenté) dans la section de compresseur 16. La section de turbine 20 peut également comprendre une ou plusieurs turbine(s) à pression intermédiaire (non 25 représentée(s)) pour entraîner un compresseur à pression intermédiaire (non représenté) dans la section de compresseur 16. Le moteur à turbine à gaz à turbo soufflante 10 comprend également une nacelle 24, telle que représentée plus clairement sur la figure 2, qui est disposée co-axialement avec le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10. La nacelle 24 30 présente un élément externe 26 définissant une surface généralement profilée aérodynamique convexe et la nacelle 24 présente un élément interne 28 définissant une chambre généralement annulaire 30 avec l'élément externe 26 de la nacelle 24. Des accessoires de moteur 50 sont montés dans la chambre 30. Ces accessoires 50 comprennent une boîte de vitesse de moteur, un filtre à huile, un 5 contrôle de moteur électronique et un conduit de moteur et un tuyau de moteur associé. La chambre 30 est une zone inflammable et il y a une exigence de ventiler la chambre 30 pour empêcher une formation de gaz inflammable et pour fournir un refroidissement en air pour les divers accessoires 50 montés sur un boîtier de soufflante dans la chambre 30. La ventilation est fournie par au moins 10 un tuyau d'entrée 52 présentant une entrée 38 définie dans l'élément externe 26, connectant ainsi de manière fluidique l'air ambiant à la chambre 30. Une sortie 37, sous la forme d'une grille 37, est prévue dans l'élément interne 28 pour la sortie des gaz de la chambre 30. En variante, la grille 37 peut être prévue dans l'élément externe 26 et en particulier dans une porte de capot de la nacelle. 15 Néanmoins, la grille 37 est positionnée de telle sorte que la pression statique adjacente à la grille 37 est plus faible que la pression statique adjacente à l'entrée 38. L'élément externe 26 de la nacelle 24 présente une région poreuse 32 au niveau d'une première région 34 de l'élément externe 26 et la région poreuse 32 20 permet un écoulement de fluide dans la chambre 30 via au moins un conduit 36. Ledit au moins un conduit 36 est connecté au tuyau d'entrée 52 au niveau d'une jonction 39. La présente invention concerne une configuration de la jonction 39 qui est capable d'aspirer du fluide à travers la région poreuse 32 et à travers le conduit 25 36. La jonction 39 est arrangée de telle sorte que le tuyau d'entrée 52 comprend une partie venturi 54 et le conduit 36 est connecté à une partie étroite 56 de la partie venturi 54. Au niveau de la partie étroite 56, l'écoulement de fluide à travers le tuyau d'entrée 52 est à une pression relativement basse, significativement inférieure à la pression ambiante adjacente à la première partie 30 34 de la nacelle. De cette façon, le fluide est aspiré par l'écoulement laminaire sur la nacelle 24 améliorant l'aérodynamisme et réduisant la traînée. Un avantage important de cet arrangement est son auto alimentation, ne nécessitant pas de pompes externes ou d'autres dispositifs mécaniques. De plus, il n'y a pas de partie de fonctionnement à mettre en service et offre l'avantage d'une très grande fiabilité. La nacelle 24 présente un bord d'attaque au niveau de son extrémité amont 42 et la nacelle 24 présente une longueur de corde s'étendant de l'extrémité amont 42 vers une extrémité avale 44. La première région 34 de l'élément externe 26 s'étend entre une position à 5% de la longueur de corde de la nacelle à partir du bord d'attaque 42 vers une 10 position à 25% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 de la nacelle 24. De préférence, la première région 34 s'étend entre une position à 10% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 vers une position à 20% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 de la nacelle 24. La seconde région 40 de l'élément externe 26 s'étend entre une position à 50% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 vers une position à 70% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 de la nacelle 24. De préférence, la seconde région 40 s'étend entre une position à 55% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord 20 d'attaque 42 vers une position à 65% de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 de la nacelle 24. La région poreuse 32 au niveau de la première région 34 de la nacelle 24 est tel que décrit dans la demande anglaise en co-instance des déposants GB0 312 279.3 déposée le 29 mai 2003, qui est incorporée ici à titre de référence. 25 Brièvement toutefois, la région poreuse 32 comprend une structure en mousse qui est poreuse. En variante, les éléments en mousse poreux peuvent comprendre une mousse en métal poreux ou une mousse en plastique poreux ou d'autres mousses poreuses appropriées. En outre, la région poreuse 32 peut comprendre en variante un élément perforé annulaire ou plusieurs éléments partiellement 30 perforés annulaires et l'élément perforé comprend un élément en métal perforé ou un élément composite perforé. La région 34 de l'élément externe 26 de la nacelle 24 entre une position à % de la longueur de corde de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 vers une position à 45% de la longueur de corps de la nacelle 24 à partir du bord d'attaque 42 est arrangée pour fournir un écoulement laminaire en assurant qu'il n'y à pas de panneau d'accès. En fonctionnement, lors du vol, au moins lors de conditions en mode croisière de l'avion, il y a un écoulement d'air ou de fluide interne en X à travers la nacelle 24 vers le moteur à turbine à gaz à turbosoufflante 10 et un écoulement d'air ou de fluide externe en Y sur l'élément externe 26 de la nacelle 24. A cause 10 de la forme aérodynamique de l'élément externe 26 de la nacelle 24, un gradient de pression favorable est généré autour du profil de la nacelle 24. En particulier, la pression statique au niveau de la première région 34 de la nacelle 24 est supérieure à la pression statique au niveau de la seconde région 40 de la nacelle 24 et donc la pression statique au niveau de la première région 34 de la nacelle 24 est supérieure à la pression statique dans la chambre 30 dans la nacelle 24 à cause de l'interconnexion de la chambre 30 et de la seconde région 40 par le conduit ou les conduits 36. Cette différence de pression entraine au moins certaines des couches limites de fluide, d'air, sur la première région 34 de la nacelle 24, à s'écouler à travers la région poreuse 32 au niveau de la première 20 région 34 de la nacelle 24 dans la chambre 30 puis à travers le conduit ou les conduits 36, vers ladite au moins une ouverture 38 au niveau de la seconde région 40 de la nacelle 24. L'aspiration de la couche limite de Ia première région 34 de l'élément externe 26 de la nacelle 24 réduit la traînée et donc augmente l'efficacité du moteur à turbine à gaz à turbo soufflante 10, particulièrement dans 25 des conditions en mode croisière. Le gradient de pression de l'écoulement sur la surface aérodynamique de l'élément externe 26 de la nacelle 24 permet à un écoulement de type laminaire de la couche limite de s'établir du bord d'attaque 42 de la nacelle 24 sur une longueur significative dans le sens de la corde, d'approximativement 30% à 60% de la longueur de corde. L'avantage de la présente invention est qu'il n'y a pas besoin d'une pompe, d'une valve et de conduit associé pour évacuer la couche limite de l'élément externe de la nacelle comme dans l'art antérieur. Ceci réduit le poids et la complexité de l'arrangement à écoulement laminaire. En outre, l'arrangement à écoulement laminaire requière peu de maintenance et donc le besoin pour des panneaux d'accès dans l'élément externe de la nacelle est réduit. Le retrait des 5 panneau d'accès dans l'élément externe de la nacelle réduit les perturbations dans l'écoulement sur l'élément externe de la nacelle et donc réduit la traînée. Bien que la présente invention ait été décrite en référence à un moteur à turbine à gaz à turbosoufflante, la présente invention est applicable à d'autres moteurs d'avion. En se référant maintenant à la figure 4, bien que la présente invention ait été décrite en référence à une nacelle à écoulement laminaire pour un moteur d'avion, la présente invention peut être appliquée à une surface à écoulement laminaire d'une surface convexe supérieure d'une aile 60 d'un avion 58, d'un stabilisateur 64 ou d'un fuselage 62. Revendications 1.- Nacelle à écoulement laminaire pour un moteur d'avion, la nacelle présentant un élément externe définissant une forme aérodynamique, un élément interne définissant une chambre avec l'élément externe, et un tuyau d'entrée connectant de manière fluidique l'air ambiant 5 avec la chambre pour la ventilation de celle-ci, la nacelle comprend une région poreuse au niveau d'une première région de l'élément externe, la région poreuse est arrangée de sorte à permettre un écoulement de fluide dans un conduit, caractérisé en ce que le tuyau d'entrée comprend une partie venturi présentant une partie à basse pression étroite et le conduit est 10 connecté à la partie étroite pour fournir une aspiration vers la région poreuse. 2.- Nacelle à écoulement laminaire selon la revendication 1, dans laquelle un réseau de tuyau d'entrée et un réseau de conduit sont prévus, chaque conduit est connecté à la partie étroite de chaque tuyau. 3.- Nacelle à écoulement laminaire selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le moteur d'avion est un moteur à turbine à gaz. 4.- Nacelle à écoulement laminaire selon la revendication 3, dans laquelle le moteur à turbine à gaz est un moteur à turbine à gaz à turbo soufflante. 5.- Surface à écoulement laminaire pour un avion, la surface présentant un élément externe définissant une forme aérodynamique, un élément interne définissant une chambre avec l'élément externe, et un tuyau d'entrée connectant de manière fluidique l'air ambiant avec la chambre pour une ventilation de celle-ci, la surface comprend une région 25 poreuse au niveau d'une première région de l'élément externe, la région poreuse est arrangée de sorte à permettre un écoulement de fluide dans un conduit caractérisé en ce que le tuyau d'entrée comprend une partie venturi présentant une partie à basse pression étroite et le conduit est connecté à la partie étroite pour fournir une aspiration vers la région poreuse. 6.- Surface à écoulement laminaire selon la revendication 5, dans laquelle la surface est une nacelle pour un moteur d'avion. 7.- Surface à écoulement laminaire selon la revendication 5 ou 6, dans laquelle la surface est une surface supérieure d'une aile d'un avion. * * *