FR 2900907 A1 20071116 FR 0651652 A 20060509 ENSEMBLE MOTEUR POUR AERONEF A NACELLE ET MAT INTEGRES DESCRIPTION La présente invention se rapporte de façon générale à un ensemble moteur pour aéronef, du type comprenant un turboréacteur, une nacelle enveloppant le turboréacteur, et un mât d'accrochage comportant notamment une pluralité d'attaches moteur interposées entre une structure rigide de ce mât d'accrochage et le turboréacteur. Le mât d'accrochage, également appelé EMS (de l'anglais Engine Mounting Structure ), permet de suspendre le turboréacteur au-dessous de la voilure de l'aéronef, ou bien de monter ce turboréacteur au-dessus de cette même voilure. Il est en effet prévu pour constituer l'interface de liaison entre un turboréacteur et une voilure de l'aéronef. Il permet de transmettre à la structure de cet aéronef les efforts générés par son turboréacteur associé, et autorise également le cheminement du carburant, des systèmes électriques, hydrauliques, et air entre le moteur et l'aéronef. La nacelle est quant à elle classiquement équipée de plusieurs capots enveloppant le turboréacteur et permettant un accès à ce dernier en position ouverte, ces capots étant connus sous les dénominations de capots de soufflante et de capots d'inverseur de poussée. Il a été remarqué que ce type d'ensemble moteur disposait d'un encombrement relativement important, surtout au niveau de la partie avant de la structure rigide du mât d'accrochage lorsque celle-ci était en partie composée de deux caissons latéraux s'étendant conjointement sur environ un demi-diamètre, et rapportés solidairement sur un caisson central longitudinal. En effet, dans une telle configuration, la nacelle se situe autour des deux caissons latéraux formant sensiblement un demi-cylindre, ce qui l'éloigne fortement de l'axe longitudinal du turboréacteur. De ce fait, il est clair que la compacité de l'ensemble moteur n'est pas totalement optimisée. L'invention a donc pour but de proposer un ensemble moteur pour aéronef remédiant au problème d'encombrement mentionné ci-dessus relatif aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet un ensemble moteur pour aéronef comprenant un turboréacteur, une nacelle disposant d'une surface aérodynamique extérieure, cet ensemble comportant en outre un mât d'accrochage disposant d'une structure rigide comportant un caisson longitudinal ainsi que deux caissons latéraux solidaires du caisson longitudinal et agencés de part et d'autre de celui-ci, chacun des deux caissons latéraux disposant d'une peau extérieure de fermeture de caisson, ce mât comportant également une première et une seconde attache moteur avant de reprise des efforts de poussée, respectivement agencées sur les deux caissons latéraux. Selon l'invention, la peau extérieure de fermeture de caisson de chacun des deux caissons latéraux constitue une partie de la surface aérodynamique extérieure de la nacelle. Ainsi, l'invention se propose de résoudre le problème d'encombrement en faisant en sorte que les deux caissons latéraux de la structure rigide, et en particulier ses peaux extérieures de fermeture, fassent partie intégrante de la nacelle, en constituant une portion de la surface aérodynamique extérieure de celle-ci. En d'autres termes, cela revient à prévoir qu'une partie de la surface aérodynamique extérieure de la nacelle soit constituée par des peaux travaillantes, susceptibles de reprendre des efforts provenant du turboréacteur. Par conséquent, il n'est alors plus nécessaire de prévoir des éléments de nacelle superposés aux caissons latéraux de la structure rigide, ce qui garantit une grande compacité de l'ensemble moteur selon l'invention. De plus, en prévoyant préférentiellement un ou plusieurs capots de nacelle montés sur les caissons latéraux, il est alors avantageusement possible de former une enveloppe tout autour d'une portion donnée du turboréacteur, à l'aide des éléments précités. L'ensemble selon l'invention peut être adapté pour être monté sous la voilure de l'aéronef, au-dessus de cette dernière, ou encore en partie arrière du fuselage. Par ailleurs, il est noté que le fait de prévoir préférentiellement les première et seconde attaches moteur avant sur le carter de soufflante offre la possibilité de les écarter fortement les unes des autres. Cet écartement important a pour avantage de pouvoir simplifier considérablement la conception de ces attaches moteur, en raison du fait que les efforts qu'elles doivent reprendre, associés à un moment selon un axe donné, sont naturellement affaiblis par rapport à ceux rencontrés dans les solutions classiques de l'art antérieur dans lesquelles les attaches moteur situées sur le carter central ne pouvaient pas être aussi éloignées les unes des autres. En outre, ces deux attaches avant de reprise des efforts de poussée et le mât d'accrochage peuvent avantageusement être situés à distance de la partie chaude du turboréacteur, ce qui implique une diminution significative des effets thermiques susceptibles de s'appliquer sur ces éléments. D'autre part, avec une telle disposition qui ne requiert d'ailleurs plus la présence d'un dispositif de reprise des efforts de poussée du type à bielles latérales traversant le canal annulaire de flux secondaire, la reprise de l'ensemble des efforts générés par le turboréacteur s'effectue donc essentiellement sur le carter de soufflante. Ainsi, cette disposition particulière des deux attaches moteur avant induit une diminution considérable de la flexion rencontrée au niveau du carter central, que cette flexion soit due aux efforts de poussée générés par le turboréacteur, ou bien due aux rafales susceptibles d'être rencontrées durant les diverses phases de vol de l'aéronef. Par conséquent, la diminution de flexion susvisée engendre une baisse significative des frottements entre les pales tournantes de compresseur et de turbine et le carter central du moteur, et limite donc grandement les pertes de rendement dues à l'usure de ces pales. De préférence, l'ensemble comprend une pluralité d'attaches moteur comportant les première et seconde attaches moteur avant de reprise des efforts de poussée, ainsi qu'une troisième attache moteur avant, chacune de ces attaches avant étant fixée à un carter de soufflante du turboréacteur. Le fait de prévoir trois attaches moteur montées sur le carter de soufflante engendre globalement, de façon très avantageuse, un encombrement relativement peu conséquent, voire inexistant dans le canal annulaire de flux secondaire, de sorte que les perturbations de ce flux secondaire sont fortement amoindries. Ainsi, cela permet d'obtenir un gain significatif en termes de performances globales du moteur. De plus, dans cette configuration, on peut alors prévoir que les première, seconde et troisième attaches moteur sont fixées sur une partie annulaire périphérique du carter de soufflante, ce qui leur permet d'occuper des positions dans lesquelles elles sont avantageusement très éloignées les unes des autres. Toujours de manière préférentielle, les première et seconde attaches moteur avant de reprise des efforts de poussée sont situées de façon symétrique par rapport à un plan défini par un axe longitudinal du turboréacteur parallèle à une direction longitudinale de celui-ci, et une première direction du turboréacteur orthogonale à la direction longitudinale, les première et seconde attaches moteur avant étant chacune conçues de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale et la première direction du turboréacteur. De plus, la troisième attache moteur avant est conçue de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon une seconde direction du turboréacteur, orthogonale à la première direction et à la direction longitudinale. A titre indicatif, il est noté que dans les cas où le turboréacteur est destiné à être monté au-dessus de la voilure de l'aéronef ou suspendu au- dessous de celle-ci, les première et seconde directions orthogonales entre elles et orthogonales à la direction longitudinale sont préférentiellement les directions verticale et transversale du turboréacteur, respectivement. En revanche, bien que cela puisse également être le cas dans le cadre de l'accrochage de l'ensemble moteur en partie arrière du fuselage de l'aéronef, il se peut que les première et seconde directions soient chacune inclinées par rapport aux directions verticale et transversale du turboréacteur. L'une des configurations alors envisagées réside dans le fait de prévoir que la pluralité d'attaches soit uniquement constituée par les attaches avant précitées, fixées au carter de soufflante du turboréacteur, avec la troisième attache avant étant également conçue de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale du turboréacteur. Ainsi, le flux secondaire n'est aucunement perturbé par les attaches moteur qui sont toutes montées sur la carter de soufflante du moteur, ce qui se traduit bien évidemment par des gains significatifs en termes de performances globales du moteur. Une autre alternative consiste à faire en sorte que la pluralité d'attaches est constituée par les attaches avant précitées, fixées au carter de soufflante du turboréacteur, et également par une attache moteur arrière conçue de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon la première direction du turboréacteur, la troisième attache avant étant alors conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la seconde direction du turboréacteur. Ainsi, la seule attache moteur qui n'est pas montée sur le carter de soufflante du moteur est l'attache arrière, conçue de manière à reprendre uniquement les efforts s'exerçant selon la première direction, correspondant préférentiellement à la direction verticale du turboréacteur, notamment lors des cas de montage de l'ensemble moteur au-dessus ou sous la voilure de l'aéronef. Cela implique que si cette attache moteur arrière est effectivement située dans un canal annulaire de flux secondaire, sa fonction limitée à la reprise des efforts verticaux engendre un encombrement relativement peu conséquent, de sorte que les perturbations du flux secondaire provoquées par cette attache arrière ne sont que très minimes. Ainsi, cela permet d'obtenir un gain significatif en termes de performances globales du moteur. Naturellement, on prévoit que l'attache moteur arrière est fixée sur un carter central du turboréacteur. Néanmoins, elle pourrait de façon alternative être fixée sur un carter d'éjection du turboréacteur, ou encore entre le carter central du turboréacteur et le carter d'éjection de ce dernier. Dans chacune des deux alternatives qui ont été décrites ci-dessus, il est précisé que les première et seconde attaches moteur avant sont préférentiellement traversées par un plan défini par l'axe longitudinal du turboréacteur et la seconde direction celui-ci, correspondant de préférence à la direction transversale. Ainsi, la reprise de efforts s'effectuant au niveau de l'axe du turboréacteur, la flexion longitudinale de ce dernier est avantageusement considérablement diminuée. De préférence, la pluralité d'attaches moteur forme un système de montage isostatique. En outre, comme cela a été évoqué précédemment, on prévoit de préférence que la première direction du turboréacteur correspond à une direction verticale de celui-ci, et que la seconde direction du turboréacteur correspond à une direction transversale de celui-ci. Par ailleurs, il est prévu au moins un capot de nacelle monté sur au moins l'un des deux caissons latéraux. Le montage précité peut être du type articulation, coulissement, ou prendre toute autre forme connue de l'homme du métier. A titre d'exemple indicatif, dans le cas où l'on prévoit un unique capot, s'étendant de préférence sur un secteur angulaire de l'ordre de 180 , on peut prévoir que l'une de ses deux extrémités soit montée articulée sur l'un des deux caissons latéraux, et que sa seconde extrémité soit montée sur l'autre des deux caissons latéraux, par exemple à l'aide de mécanismes de verrouillage traditionnels. A cet égard, il est précisé que la solution visant à ne prévoir qu'un unique capot de nacelle raccordant les deux extrémités libres des deux caissons latéraux du mât d'accrochage s'applique préférentiellement pour la solution du montage de l'ensemble moteur selon l'invention sur la partie arrière du fuselage de l'aéronef. De préférence, et en particulier dans le cadre d'un montage de l'ensemble moteur au-dessus ou en dessous de la voilure, cet ensemble comporte effectivement deux capots de nacelle respectivement articulés sur les deux caissons latéraux. Dans un tel cas, on peut alors prévoir que chacun des deux capots de nacelle s'étend de façon à pouvoir recouvrir un secteur angulaire du turboréacteur de l'ordre de 90 . De cette façon, en section transversale passant par les caissons latéraux de la structure rigide, le turboréacteur est enveloppé sur une secteur angulaire d'environ 180 par ces mêmes caissons latéraux, éventuellement en combinaison avec le caisson longitudinal, tandis que le secteur angulaire restant d'environ 180 est quant à lui enveloppé par les deux capots de nacelle articulés sur les caissons latéraux. De préférence, chacun des deux capots de nacelle est articulé sur son caisson latéral associé au niveau d'une extrémité de celui-ci opposée à une autre extrémité solidaire de la partie avant du caisson central. D'autre part, on fait en sorte que chacun des deux caissons latéraux dispose d'une peau intérieure de fermeture de caisson, chacune de ces peaux intérieures de fermeture de caisson participant à la délimitation d'un canal annulaire de flux secondaire de l'ensemble moteur. Cela permet alors d'optimiser fortement l'encombrement global de l'ensemble moteur, étant donné qu'un même caisson latéral de la structure primaire du mât d'accrochage permet respectivement, à l'aide de ses deux peaux de fermeture opposées, de définir une partie de la surface aérodynamique extérieure de la nacelle et une partie du canal annulaire de flux secondaire. Préférentiellement, la peau extérieure de fermeture de caisson de chacun des deux caissons latéraux se trouve située entre des capots de soufflante de la nacelle, et des capots d'inverseur de poussée de cette dernière. Un autre objet de la présente invention 25 concerne un aéronef comprenant au moins un ensemble moteur tel que décrit ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. 30 Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue de côté d'un ensemble moteur pour aéronef selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 2 représente une vue schématique en perspective de l'ensemble représenté sur la figure 1, la structure rigide du mât d'accrochage et la nacelle ayant été retirées pour laisser plus clairement apparaître les attaches moteur de ce même mât ; - la figure 2A représente une vue similaire à celle de la figure 2, les attaches moteur prenant une forme différente de celle montrée sur cette même figure 2 ; - la figure 3 représente une vue partielle et agrandie en perspective du mât d'accrochage selon le mode de réalisation préféré ; - la figure 4 représente une vue en coupe prise selon la plan transversal P1 de la figure 3 ; - la figure 5 représente une vue en perspective destinée à expliquer la forme des caissons latéraux prévus pour constituer partiellement le mât d'accrochage de la figure 3 ; - la figure 6 représente une vue éclatée de celle montrée sur la figure 3 ; - la figure 7 représente une vue similaire à celle montrée sur la figure 3, à laquelle il a été rajouté une représentation schématique des attaches moteur du mât d'accrochage ; - les figures 8 et 9 montrent respectivement des vues en perspective et de face de l'ensemble moteur de la figure 1, montrant plus spécifiquement la nacelle de cet ensemble ; - la figure 10 représente une vue en perspective d'un mât d'accrochage appartenant à un ensemble moteur pour aéronef selon un autre mode de réalisation préféré de la présente invention ; et - la figure 11 représente une vue en coupe prise selon le plan transversal P2 de la figure 10, traversant la structure rigide du mât d'accrochage ; En référence à la figure 1, on voit un ensemble moteur 1 pour aéronef selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, cet ensemble 1 étant destiné à être fixé sous une aile d'aéronef (non représentée). Globalement, l'ensemble moteur 1, également appelé système propulsif intégré, est composé d'un turboréacteur 2, d'une nacelle 3 (montrée en pointillés pour des raisons clarté) et du mât d'accrochage 4, ce dernier étant muni notamment d'une pluralité d'attaches moteur 6a, 6b, 8, 9 et d'une structure rigide 10 portant ces mêmes attaches (l'attache 6b étant masquée par l'attache 6a sur cette figure 1). A titre indicatif, il est noté que l'ensemble 1 comporte une autre série d'attaches (non représentées) permettant d'assurer la suspension de cet ensemble 1 sous la voilure de l'aéronef. Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X la direction longitudinale du mât 4 qui est également assimilable à la direction longitudinale du turboréacteur 2, cette direction X étant parallèle à un axe longitudinal 5 de ce turboréacteur 2. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport au mât 4 et également assimilable à la direction transversale du turboréacteur 2, et Z la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles. 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 le turboréacteur 2, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7. Sur la figure 1, on peut voir que seules les attaches moteur 6a, 6b, 8, 9 et la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 ont été représentées. Les autres éléments constitutifs non représentés de ce mât 4, tels que les moyens d'accrochage de la structure rigide 10 sous la voilure de l'aéronef, ou encore la 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, et connus de l'homme du métier. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée. D'autre part, le turboréacteur 2 dispose à l'avant d'un carter de soufflante 12 de grande dimension délimitant un canal annulaire de soufflante 14, et comporte vers l'arrière un carter central 16 de plus petite dimension, renfermant le coeur de ce turboréacteur. Enfin, le carter central 16 se prolonge vers l'arrière par un carter d'éjection 17 de plus grande dimension que celle du carter 16. Les carters 12, 16 et 17 sont bien entendu solidaires les uns des autres. Comme cela ressort de ce qui précède, il s'agit ici préférentiellement d'un turboréacteur disposant d'un fort taux de dilution. Comme on peut l'apercevoir sur la figure 1, une première attache moteur avant 6a ainsi qu'une seconde attache moteur avant 6b sont toutes deux destinées à être fixées sur le carter de soufflante 12, de façon symétrique par rapport à un plan P défini par l'axe 5 et la direction Z. En effet, en référence à présent à la figure 2, on peut voir que la première attache 6a et la seconde attache 6b représentées schématiquement sont disposées de façon symétrique par rapport à ce plan P, et de préférence agencées toutes les deux sur une partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12, et plus précisément sur l'arrière de cette même partie. On peut alors prévoir que les première et seconde attaches moteur avant 6a, 6b sont diamétralement opposées sur la partie annulaire périphérique présentant une surface externe cylindrique 18 du carter de soufflante 12, de sorte que ces attaches 6a, 6b sont donc chacune traversées par un second plan P' défini par l'axe longitudinal 5 et la direction Y. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 2, chacune des première et seconde attaches moteur avant 6a, 6b est conçue de manière à pouvoir reprendre des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction X et selon la direction Z, mais pas ceux s'exerçant selon la direction Y. De cette manière, les deux attaches 6a, 6b fortement éloignées l'une de l'autre assurent conjointement la reprise du moment s'exerçant selon la direction X, et celle du moment s'exerçant selon la direction Z. Toujours en référence à la figure 2, on peut voir une troisième attache moteur avant 8 représentée schématiquement et aussi fixée sur la partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12, également de préférence sur l'arrière de cette partie. Les attaches 6a, 6b, 8 sont fixées sur la partie annulaire périphérique du carter 12 par l'intermédiaire de parties structurales (non représentées) du moteur, qui sont effectivement de préférence agencées sur l'arrière de la partie annulaire périphérique. Néanmoins, il est également possible de rencontrer des moteurs dont les parties structurales sont situées plus vers l'avant sur la partie annulaire périphérique, impliquant que les attaches 6a, 6b, 8 sont elles aussi fixées plus vers l'avant du moteur, toujours sur la partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12. En ce qui concerne la troisième attache avant 8, celle-ci se situe sur la partie la plus haute du carter de soufflante 12, donc sur la partie la plus haute de la partie annulaire périphérique, et est par conséquent traversée fictivement par le premier plan P indiqué ci-dessus. En outre, les trois attaches 6a, 6b et 8 sont préférentiellement traversées par un plan YZ (non représenté) orienté transversalement par rapport au turboréacteur. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 2, la troisième attache moteur 8 est conçue de manière à pouvoir reprendre uniquement des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction Y, et donc pas ceux s'exerçant selon les directions X et Z. Toujours en référence à la figure 2, on peut voir une attache moteur arrière 9 représentée schématiquement, et fixée entre la structure rigide 10 (non visible sur cette figure) et le carter d'éjection 17, de préférence au niveau de la portion de ce carter 17 ayant le plus grand diamètre. A titre indicatif, il est précisé que cette attache arrière 9 est de préférence traversée fictivement par le premier plan P. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 2, l'attache moteur arrière 9 est conçue de manière à pouvoir reprendre uniquement des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction Z, et donc pas ceux s'exerçant selon les directions X et Y. De cette manière, cette attache 9 assure donc conjointement avec les deux attaches avant 6a, 6b la reprise du moment s'exerçant selon la direction Y. Naturellement, cette attache arrière 9 pourrait être placée différemment, à savoir sur le carter central 16 du turbomoteur 2, de préférence sur une partie arrière de celui-ci, ou encore au niveau d'une jonction 20 entre le carter central 16 et le carter d'éjection 17. Dans tous les cas, cette attache arrière 9 est donc située dans un canal annulaire de flux secondaire (non référencé) du turboréacteur à fort taux de dilution. Néanmoins, le fait que sa fonction soit limitée à la reprise des efforts verticaux implique que son encombrement est relativement peu conséquent, de sorte que les perturbations du flux secondaire provoquées par cette attache arrière 9 ne sont que très minimes. Ainsi, cela significatif en termes turboréacteur. Il est noté permet d'obtenir un gain de performances globales du que si les attaches moteur 6a, 6b, 8 et 9 ont été représentées de façon schématique sur les figures 1 et 2, il est à comprendre que ces attaches peuvent être réalisées selon toute forme connue de l'homme du métier, telle que par exemple celle relative à l'assemblage de manilles et de ferrures. Un des avantages principaux associés à la configuration qui vient d'être décrite réside dans le fait que la position spécifique des attaches moteur avant 6a, 6b, 8 sur le carter de soufflante 12 entraîne une diminution considérable de la flexion du carter central 16 durant les diverses situations de vol de l'aéronef, et provoque donc une baisse significative de l'usure par frottement des pales de compresseur et de turbine contre ce carter central 16. En référence à la figure 2A, on peut apercevoir une alternative de réalisation pour les attaches moteur. En effet, celles-ci n'intègrent à présent plus l'attache moteur arrière, mais uniquement les trois attaches moteur avant 6a, 6b, 8, toutes fixées sur une partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12. De plus, seule la troisième attache avant 8 diffère de celle décrite en référence à la figure 2. En effet, cette troisième attache 8, qui se situe toujours sur la partie la plus haute du carter de soufflante 12, donc sur la partie la plus haute de la partie annulaire périphérique 18, est à présent conçue de manière à pouvoir reprendre des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction X et selon la direction Y, mais pas ceux s'exerçant selon la direction Z. De cette manière, cette troisième attache 8, qui peut alors également être qualifiée d'attache moteur de reprise des efforts de poussée même si ces efforts sont essentiellement repris avec les attaches 6a et 6b, assure conjointement avec ces deux dernières la reprise du moment s'exerçant selon la direction Y. L'avantage de cette configuration réside dans le fait que toutes les attaches moteur sont montées sur le carter de soufflante, de sorte que le flux secondaire n'est aucunement perturbé par ces attaches, entraînant ainsi un gain significatif en termes de performances globales du moteur. En référence à présent à la figure 3, on voit de façon détaillée la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 objet de la présente invention, les attaches moteur 6a, 6b, 8, 9 ayant volontairement été omises sur cette figure. Tout d'abord, il est indiqué que cette structure rigide 10, également appelée structure primaire, est de préférence conçue de manière à présenter une symétrie par rapport au premier plan P indiqué ci-dessus, c'est-à-dire par rapport au plan vertical défini par l'axe longitudinal 5 du turboréacteur 2, et la direction Z. A titre indicatif, cela est généralement le cas lorsque le moteur est suspendu ou monté au-dessus de la voilure, mais pas nécessairement rencontré lorsqu'il est assemblé à l'arrière du fuselage. En effet, dans ce dernier cas qui sera détaillé en référence aux figures 10 et 11, la structure rigide peut présenter un plan de symétrie autre en fonction de son orientation par rapport au fuselage arrière, par exemple un plan de symétrie sensiblement horizontal ou incliné par rapport à l'horizontale, ou bien encore ne présenter aucun plan de symétrie. Cela se produit notamment lorsque les deux caissons latéraux qui seront décrits ci-après, solidaires et disposés de part et d'autre d'un caisson longitudinal dit caisson central, ne présentent pas une même longueur circonférentielle. Ainsi, la structure rigide 10 comporte un caisson longitudinal 22, dit caisson central longitudinal, et également appelé caisson de torsion, qui s'étend d'un bout à l'autre de la structure 10 dans la direction X, parallèlement à cette même direction. Atitre indicatif, ce caisson 22 peut être formé par l'assemblage de deux longerons ou panneaux latéraux 30 s'étendant selon la direction X dans des plans XZ parallèles, et raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales 23 qui sont quant à elles orientées dans des plans YZ parallèles. En outre, un longeron supérieur 35 et un longeron inférieur 36 sont également prévus pour fermer le caisson 22. Deux caissons latéraux 24a, 24b viennent compléter la structure rigide 10 dont le caisson central 22 se situe au niveau d'une portion supérieure de cette même structure 10, chacun des deux caissons 24a, 24b étant solidaire du caisson central de torsion 22 et faisant saillie de part et d'autre de celui-ci selon la direction Y, et vers le bas. A titre indicatif, il est noté que les caissons 22, 24a, 24b pourraient être réalisés de manière à ne forme qu'un seul et unique caisson, sans sortir du cadre de l'invention. L'une des particularités de ces caissons latéraux rapportés solidairement de part et d'autre à l'avant du caisson central 22, est qu'ils présentent chacun une peau intérieure de fermeture de caisson 26a, 26b, également dite peau inférieure, orientée vers le turboréacteur et délimitant conjointement une partie d'une surface fictive 32 sensiblement cylindrique de section circulaire, et d'axe longitudinal 34 parallèle au caisson central 22 et à la direction X, comme cela est visible sur la figure 3. En d'autres termes, ces deux peaux 26a, 26b disposent chacune d'une courbure adaptée pour pouvoir se positionner autour et au contact de cette surface fictive 32, sur toute leur longueur. Ainsi, d'une manière générale, les deux caissons 24a, 24b forment ensemble une portion d'une enveloppe/cage sensiblement cylindrique de section circulaire, susceptible d'être positionnée autour et à distance du carter central 16 du turboréacteur 2. On prévoit avantageusement que les peaux 26a, 26b participent à la délimitation radiale externe d'un canal annulaire de flux secondaire (non représenté), sachant qu'il est tout de même envisageable de prévoir un revêtement de protection acoustique sur ces mêmes peaux de fermeture, indifféremment sur leurs faces intérieures ou extérieures. A titre indicatif, il est précisé que l'axe 34 est de préférence confondu avec l'axe longitudinal 5 du turbopropulseur 2. Par conséquent, on peut se rendre compte que dans ce mode de réalisation préféré où l'ensemble est destiné à être accroché sous la voilure, la structure rigide 10 présente également une symétrie par rapport au plan vertical défini par l'axe longitudinal 34 et la direction Z du mât 4. La figure 4 représente une vue en coupe prise selon un plan P1 transversal traversant de façon quelconque les caissons latéraux 24a, 24b. Sur cette figure, on peut effectivement voir que les deux peaux intérieures de fermeture de caisson 26a, 26b délimitent avec leur surface externe une partie de la surface fictive 32 sensiblement cylindrique de section circulaire, et que les deux caissons 24a, 24b constituent bien une portion d'une enveloppe/cage sensiblement cylindrique de section semi-circulaire centrée sur l'axe longitudinal 34, comme cela sera également décrit en référence à la figure 5. Il est noté que pour créer le moins de perturbation possible du flux secondaire s'échappant du canal annulaire de soufflante 14, le diamètre de la surface fictive cylindrique 32 est de préférence sensiblement identique au diamètre de la surface externe cylindrique 18 de la partie annulaire du carter de soufflante 12. Cette spécificité va bien entendu dans le sens de celle visant à prévoir que les peaux 26a, 26b participent à la délimitation radiale externe de ce canal annulaire de flux secondaire. D'autre part, comme on peut le voir sur la figure 4, les éléments du caisson central 22 ne font saillie que sur une très petite distance à l'intérieur de l'espace 38 délimité par la surface fictive 32, de sorte qu'ils ne perturbent pas non plus significativement l'écoulement du flux d'air secondaire. Cela s'explique notamment par le fait que les longerons latéraux 30 disposent d'une hauteur selon la direction Z qui est extrêmement petite par rapport au diamètre des surfaces fictive 32 et externe 18. Pour illustrer de façon schématique la forme préférée des caissons latéraux 24a, 24b, la figure 5 montre que ceux-ci constituent conjointement une partie seulement d'une enveloppe/cage 40 sensiblement cylindrique de section semi-circulaire, centrée sur l'axe longitudinal 34 et entourant la moitié supérieure de la surface fictive 32. Ainsi, sur cette figure 5, la partie 42 représentée de façon hachurée correspond à la partie manquant aux deux caissons 24a, 24b pour former le demi-cylindre complet 40. A titre indicatif, il est noté que sur le mât représenté sur les figures 3 et 4, cette partie 42 est en fait remplacée par une partie du caisson central 22 faisant très légèrement saillie à l'intérieur de la surface fictive 32 et joignant les deux caissons 24a, 24b. En outre, cette représentation permet également de comprendre le fait que ces deux caissons latéraux forment sensiblement un prolongement vers l'arrière de la partie annulaire périphérique du carter de soufflante 12. En référence conjointement aux figures 5 et 6, on peut voir que le caisson latéral 24a, ici identique et symétrique au caisson latéral 24b, comporte la peau intérieure de fermeture de caisson 26a parallèle à la direction X et constituant une portion d'un élément cylindrique de section circulaire, ainsi qu'une peau extérieure de fermeture de caisson 44a, également parallèle à la direction X et constituant aussi une portion d'un élément cylindrique de section circulaire. Les peaux 26a et 44a sont de préférence concentriques. Les peaux 26a, 44a sont raccordées l'une à l'autre par l'intermédiaire d'un cadre de fermeture avant 28a et d'un cadre de fermeture arrière 46a, ces cadres 28a, 46a étant donc orientés transversalement et situés respectivement à l'avant et à l'arrière du caisson 24a. En outre, une plaque de fermeture 48a parallèle au plan P' et de préférence traversée par ce même plan vient fermer une partie inférieure du caisson 24a, et relie donc l'extrémité inférieure des cadres 28a, 46a et des peaux 26a, 44a. Naturellement, le caisson latéral 24b comporte des éléments 26b, 44b, 28b, 46b et 48b, respectivement identiques aux éléments 26a, 44a, 28a, 46a et 48a du caisson 24a. Comme on peut le voir sur les figures 5 et 6, on peut prévoir que les deux peaux 26a, 26b sont réalisées d'un seul tenant et reliées entre elles au niveau de leur partie supérieure par l'intermédiaire d'une plaque de jonction 50 orientée selon un plan XY, et située au contact du longeron inférieur 36 du caisson central 22. Bien entendu, cette plaque 31 de largeur identique à celle du longeron inférieur 36 fait légèrement saillie vers l'intérieur de la surface fictive 32. De façon analogue, on peut aussi prévoir que les deux cadres de fermeture avant 28a, 28b sont réalisés d'un seul tenant et reliés entre eux au niveau de leur partie supérieure par l'intermédiaire d'un cadre de fermeture avant 31 du caisson 22, ce cadre 31 étant orienté selon un plan YZ. Par conséquent, dans cette configuration, les cadres 28a, 28b, 31 réalisés d'un seul tenant sont donc agencés dans un même plan YZ, et constituent une extrémité avant de la structure rigide 10 du mât 4. Par ailleurs, il est noté que les extrémités supérieures des cadres 46a, 46b et des peaux 44a, 44b sont montées solidairement sur les longerons latéraux 30 du caisson central 22, par exemple à l'aide de moyens d'assemblage mécaniques. En référence à la figure 7, on voit que la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 est tout à fait adaptée pour supporter les attaches moteur avant 6a, 6b, 8, puisque celles-ci peuvent être facilement fixées sur la pièce transversale réalisée d'un seul tenant intégrant les cadres 28a, 28b et 31. En effet, les première et seconde attaches 6a, 6b sont respectivement fixées aux deux extrémités inférieures des deux cadres de fermeture avant 28a, 28b de façon à être traversées par le plan P', tandis que la troisième attache 8 est solidaire du cadre de fermeture avant 31 situé entre les cadres 28a, 28b précités. De cette manière, il est donc à comprendre que les deux attaches moteur avant 6a, 6b sont disposées de façon symétrique par rapport au plan vertical défini par l'axe longitudinal 34 et la direction Z du mât 4, de même que la troisième attache moteur 8 est traversée par ce même plan identique au premier plan P mentionné précédemment. Lorsqu'une attache moteur arrière 9 est prévue, elle est alors fixée au-dessous du caisson central 22 par l'intermédiaire d'un support 54 solidaire du longeron inférieur 36. Ce support 54 s'étend depuis le longeron inférieur 36, selon la direction Z vers le bas, sur une distance suffisamment importante pour permettre à l'attache 9 de venir se monter sur le carter d'éjection 17 du turboréacteur 2. A titre d'exemple indicatif, la totalité des éléments constitutifs de la structure rigide 10 qui vient d'être décrite est réalisée à l'aide de matériaux métalliques, tels que l'acier, l'aluminium, le titane, ou encore à l'aide de matériaux composites, de préférence en carbone. Il est rappelé qui si les caissons latéraux 24a, 24b peuvent effectivement présenter une longueur circonférentielle différente, principalement dans le cas de l'accrochage de l'ensemble en partie arrière du fuselage, il est également précisé que dans ce dernier cas, ces caissons pourraient être rapportés sur le caisson central 22 à une autre position qu'en partie avant de celui-ci, sans sortir du cadre de l'invention. L'une des particularités de la présente invention réside dans le fait que les deux caissons latéraux 24a, 24b de la structure rigide font globalement partie intégrante de la nacelle 3 présentant une surface aérodynamique extérieure 33, comme cela va être détaillé ci-dessous en référence aux figures 8 et 9. En effet, plus spécifiquement en référence à la figure 8, on peut voir que la nacelle 3 comporte trois tronçons jointifs s'étendant successivement de l'avant vers l'arrière, et participant chacun à la délimitation de la surface aérodynamique extérieure 33, qui s'étend quant à elle tout le long de la nacelle selon la direction X, et sensiblement tout autour du turboréacteur. Le tronçon le plus avant 58 de la nacelle 3 est composé de deux capots de soufflante 60a, 60b de conception classique, à savoir formant chacun une portion d'une enveloppe sensiblement cylindrique de section sensiblement semi-circulaire. Ainsi, ces deux capots 60a, 60b montés articulés au niveau de leur extrémité supérieure sur la partie avant du mât 4 recouvrent chacun un secteur angulaire latéral d'environ 180 du carter de soufflante du turboréacteur 2. Les capots 60a, 60b s'étendent vers l'arrière jusqu'au second tronçon de nacelle 62 dont la partie supérieure intègre les deux caissons latéraux 24a, 24b (seul le caisson 24a étant visible en raison de la représentation en perspective), et dont la partie inférieure est constituée par les deux capots de nacelle 64a, 64b (seul le capot 64a étant visible en raison de la représentation en perspective) articulés sur ces mêmes caissons latéraux comme cela sera décrit ci-après en référence à la figure 9. Ce second tronçon 62 s'étend donc à partir d'un plan de jonction entre le carter de soufflante et le carter central du turboréacteur, sur une longueur selon la direction X égale à la longueur des caissons latéraux 24a, 24b selon cette même direction. En revanche, il ne recouvre qu'une partie longitudinale du carter central, étant donné qu'il ne s'étend pas jusqu'au plan de jonction entre le carter central et le carter d'éjection du turboréacteur, passant par la jonction 20 précitée. Au niveau de ce tronçon 62, les peaux extérieures de fermetures 44a, 44b des caissons 24a, 24b, également appelées peaux supérieures, constituent chacune une partie de la surface aérodynamique extérieure 33 de la nacelle. Plus précisément, comme cela est visible sur la figure 8 pour la peau 44a, chacune des deux peaux 44a, 44b constitue une portion de la surface 33 s'étendant sur un secteur angulaire d'environ 90 , au niveau du second tronçon 62. Cela implique que les deux peaux 44a, 44b se situent dans la continuité aérodynamique de la surface extérieure des capots de soufflante 60a, 60b, qui participent également à la formation de la surface aérodynamique 33. Enfin, le tronçon le plus arrière 66 s'étend à partir d'une extrémité arrière des caissons latéraux 24a, 24b et des capots de nacelle 64a, 64b, et est globalement composé de deux capots d'inverseur de poussée 68a, 68b (seul le capot 68a étant visible en raison de la représentation en perspective) de conception classique, à savoir formant chacun une portion d'une enveloppe sensiblement cylindrique de section sensiblement semi-circulaire. Ainsi, ces deux capots 68a, 68b montés articulés au niveau de leur extrémité supérieure sur le mât 4 recouvrent chacun un secteur angulaire latéral d'environ 180 du carter du turboréacteur 2. De plus, ils s'étendent au-delà du plan de jonction entre le carter central et le carter d'éjection du turboréacteur, et peuvent même recouvrir l'intégralité de ce carter d'éjection. De ce fait, en retrouve également une continuité aérodynamique entre les peaux 44a, 44b et la surface extérieure des capots d'inverseur 68a, 68b situés plus en arrière, et qui participent également à la formation de la surface aérodynamique 33. Ainsi, lorsque tous les capots de la nacelle 3 sont fermés tel que cela est représenté sur la figure 8, les trois tronçons forment en effet conjointement la surface extérieure aérodynamique 33 de nacelle, de forme sensiblement continue. En d'autres termes, les surfaces extérieures des caissons latéraux 24a, 24b et des capots de nacelle 64a, 64b se trouvent dans le prolongement aérodynamique des surfaces extérieures des capots de soufflante 60a, 60b, et les surfaces extérieures des capots d'inverseur de poussée 68a, 68b se trouvent quant à elles dans le prolongement aérodynamique des surfaces extérieures des caissons latéraux 24a, 24b et des capots de nacelle 64a, 64b. En référence à présent à la figure 9, on peut voir la nacelle 3 avec l'ensemble des ses capots en position ouverte, permettant ainsi la réalisation d'opérations de maintenance sur le turboréacteur (non représenté sur cette figure). A cet égard, il est précisé que les capots sont de préférence tous articulés de manière à pouvoir pivoter autour d'un axe parallèle à la direction X. Par ailleurs, il a été représenté en pointillés les deux capots de nacelle 64a, 64b dans leur position fermée. Dans cette dernière position, on peut voir que leurs surfaces intérieures 72a, 72b épousent la surface fictive 32 mentionnée précédemment, qui est bien évidemment également épousée par les peaux inférieures 26a, 26b des caissons latéraux 24a, 24b. De plus, on peut voir que dans ce mode de réalisation préféré où le turboréacteur est destiné à être suspendu sous la voilure de l'aéronef, impliquant notamment que les deux caissons latéraux 24a, 24b recouvrent sensiblement un demi-diamètre supérieur du turboréacteur, les deux capots de nacelle 64a, 64b recouvrent chacun un quart de diamètre inférieur de ce turboréacteur, de sorte qu'ils constituent chacun une portion d'une enveloppe/cage sensiblement cylindrique de section s'étendant le long d'un quart de cercle. Ainsi, les deux capots de nacelle 64a, 64b, qui s'étendent au-dessous du plan P' et bien entendu à distance du turboréacteur, sont donc préférentiellement disposés symétriquement par rapport au plan P, tout comme les capots de soufflante 60a, 60b d'une part, et les capots d'inverseur de poussée 68a, 68b d'autre part. On peut voir sur cette figure 9 que chacun des deux capots de nacelle 64a, 64b, s'étendant de façon à pouvoir recouvrir un secteur angulaire du turboréacteur de l'ordre de 90 , dispose d'une épaisseur sensiblement identique à celle du caisson latéral 24a, 24b sur lequel il est articulé, à l'aide d'articulations (non représentées) traversées par le plan P' et coopérant avec une extrémité inférieure du caisson, cette extrémité inférieure étant opposée à l'extrémité supérieure de ce dernier qui est quant à elle rapportée fixement sur le caisson central longitudinal. Enfin, il est précisé qu'en position fermée, les deux capots de nacelle 64a, 64b sont verrouillés l'un à l'autre au niveau de leurs extrémités inférieures, c'est-à-dire celles traversées par le plan P et opposées aux extrémités articulées, à l'aide d'un ou plusieurs mécanismes de verrouillage traditionnels (non représentés). De ce fait, toujours dans cette position fermée et en section transversale traversant les caissons latéraux, les surfaces intérieures 72a, 72b et les peaux inférieures 26a, 26b forment respectivement et sensiblement les quatre quarts de cercle d'un cercle épousant la surface fictive 32, et participent donc chacune à la délimitation du canal annulaire de flux secondaire. Il est tout de même indiqué que si dans le mode de réalisation préféré décrit les surfaces intérieures 72a, 72b recouvrent bien l'intégralité de la partie inférieure du turboréacteur, c'est-à-dire celle située au-dessous du plan P', la partie supérieure de ce dernier située au-dessus du plan P' est quant à elle non seulement recouverte par les deux peaux inférieures 26a, 26b, mais également en petite partie par la plaque de jonction 50 située au droit du caisson central et établissant la jonction entre les extrémités supérieures des deux peaux 26a, 26b. En référence à présent aux figures 10 et 11, on voit la structure rigide 10 d'un mât d'accrochage appartenant à un ensemble moteur selon un autre mode de réalisation préféré de la présente invention, dont la particularité est d'être destiné à se rapporter en partie arrière d'un fuselage 80 de l'aéronef. Cette structure rigide 10 dispose d'une conception sensiblement identique à celle décrite dans le mode de réalisation présenté ci-dessus, comme en témoignent les références numériques correspondant à des éléments identiques ou similaires à ceux décrits précédemment. On peut apercevoir que la principale différence, résultant de l'accrochage en partie arrière du fuselage 80, réside dans l'inclinaison de cette structure rigide 10, dans la mesure où les deux caissons latéraux 24a, 24b forment à présent ensemble une portion d'une enveloppe/cage sensiblement cylindrique de section circulaire qui n'est plus située autour d'un demi-diamètre supérieur, mais agencée autour d'un demi-diamètre sensiblement latéral de ce même turboréacteur (non représenté). Plus précisément, la structure rigide 10 est de préférence conçue de manière à présenter une symétrie par rapport à un plan P3 qui n'est plus vertical, mais défini par l'axe longitudinal 5 du turboréacteur 2 et une premiere direction Z' orthogonale à la direction X, cette première direction Z' étant inclinée par rapport aux directions Z et Y précitées, correspondant respectivement aux directions verticale et transversale du turboréacteur. De préférence, ce plan P3 peut être tel qu'il monte en s'écartant du fuselage 80, d'un angle par exemple compris entre environ 10 et 60 par rapport à l'horizontale, c'est-à-dire par rapport à un plan XY quelconque. La première attache moteur avant 6a ainsi que la seconde attache moteur avant 6b sont toutes deux destinées à être fixées sur le carter de soufflante, de façon symétrique par rapport au plan P3 défini ci-dessus, comme le montre la figure 10. On peut alors prévoir que les première et seconde attaches moteur avant 6a, 6b sont diamétralement opposées sur la partie annulaire périphérique présentant une surface externe cylindrique du carter de soufflante, de sorte que ces attaches 6a, 6b sont donc chacune traversées par un plan P4 défini par l'axe longitudinal 5 et une seconde direction Y' orthogonale à la direction X et à la première direction Z', et qui est donc également inclinée par rapport aux directions Z et Y. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 10, chacune des première et seconde attaches moteur avant 6a, 6b est conçue de manière à pouvoir reprendre des efforts générés par le turboréacteur 2 selon la direction X et selon la première direction Z', mais pas ceux s'exerçant selon la direction Y'. De cette manière, les deux attaches 6a, 6b fortement éloignées l'une de l'autre assurent conjointement la reprise du moment s'exerçant selon la direction X, et celle du moment s'exerçant selon la direction Z'. Toujours en référence à la figure 10, on peut voir une troisième attache moteur avant 8 représentée schématiquement et aussi destinée à être fixée sur la partie annulaire périphérique du carter de soufflante (non représenté), également de préférence 20 sur l'arrière de cette partie. En ce qui concerne cette troisième attache avant 8, celle-ci est traversée fictivement par le plan P3 indiqué ci-dessus. En outre, les trois attaches 6a, 6b et 8 sont préférentiellement traversées par un plan YZ / Y'Z' (non représenté) 25 orienté transversalement par rapport au turboréacteur. Comme cela est montré schématiquement par les flèches de la figure 10, la troisième attache moteur 8 est conçue de manière à pouvoir reprendre uniquement des efforts générés par le turboréacteur 2 30 selon la direction X et selon la direction Y', et donc pas ceux s'exerçant selon la directions Z'. 15 De cette manière, cette troisième attache 8, qui peut alors également être qualifiée d'attache moteur de reprise des efforts de poussée même si ces efforts sont essentiellement repris avec les attaches 6a et 6b, assure conjointement avec ces deux dernières la reprise du moment s'exerçant selon la seconde direction Y'. A titre indicatif, il est précisé que dans ce mode de réalisation préféré où l'accrochage de l'ensemble s'effectue en partie arrière du fuselage 80, la solution consistant à prévoir une attache arrière supplémentaire tel que montré sur la figure 2 est également envisageable, même si celle à trois attaches avant décrite ci-dessus en référence aux figures 10 et 11 est préférée en raison du fait que le caisson longitudinal 22 peut avantageusement disposer d'une longueur dans la direction X plus faible que celle rencontrée dans le cadre de l'accrochage sur ou sous voilure, de sorte que ce caisson 22 raccourci ne présente pas forcément une interface de fixation pour cette attache arrière habituellement prévue pour être rapportée sur le carter central du turboréacteur. Pour illustrer ces propos, la figure 10 montre que la longueur selon la direction X du caisson central longitudinal 22 est seulement légèrement supérieure à celle des caissons latéraux 24a, 24b dans cette même direction. Toujours en référence à la figure 10, on voit que la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 est tout à fait adaptée pour supporter les attaches moteur avant 6a, 6b, 8, puisque celles-ci peuvent être facilement fixées sur la pièce transversale réalisée d'un seul tenant intégrant les cadres 28a, 28b et 31. En effet, les première et seconde attaches 6a, 6b sont respectivement fixées aux deux extrémités libres supérieures des deux cadres de fermeture avant 28a, 28b de façon à être traversées par le plan P4, tandis que la troisième attache 8 est solidaire du cadre de fermeture avant 31 situé entre les cadres 28a, 28b précités. De cette manière, il est donc à comprendre que les deux attaches moteur avant 6a, 6b sont disposées de façon symétrique par rapport au plan P3 de symétrie de la structure rigide, de même que la troisième attache moteur 8 est traversée par ce même plan P3. Naturellement, ici encore, l'une des particularités réside dans le fait que les deux caissons latéraux 24a, 24b de la structure rigide font globalement partie intégrante de la nacelle (dont les autres parties ne sont pas représentées) présentant une surface aérodynamique extérieure. Effectivement, les peaux extérieures de fermetures 44a, 44b des caissons 24a, 24b, constituent chacune une partie de la surface aérodynamique extérieure de la nacelle. Plus précisément, on peut prévoir que chacune des deux peaux 44a, 44b constitue une portion de la surface aérodynamique extérieure de la nacelle s'étendant sur un secteur angulaire d'environ 90 , au niveau du second tronçon 62 montré sur la figure 8. Cela implique que les deux peaux 44a, 44b se situent dans la continuité aérodynamique de la surface extérieure des capots de soufflante qui participent également à la formation de cette surface aérodynamique extérieure. Par ailleurs, même si cela n'a pas été représenté, il est noté qu'il est de préférence prévu un ou plusieurs capots de nacelle montés sur la structure rigide 10, et en particulier sur les caissons latéraux 24a, 24b. A titre d'exemple indicatif, il peut s'agir d'un unique capot de nacelle s'étendant sur approximativement 180 , articulé sur l'extrémité libre du caisson latéral le plus supérieur, à savoir le caisson latéral 24a représenté sur les figures 10 et 11, et verrouillé sur l'extrémité libre du caisson latéral le plus inférieur, à savoir le caisson latéral 24b représenté sur ces mêmes figures. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'ensemble moteur 1 pour aéronef qui vient d'être décrit, uniquement à titre d'exemple non limitatif. A cet égard, on peut notamment indiquer qui si l'ensemble moteur 1 a été présenté dans une configuration adaptée pour qu'il soit suspendu sous la voilure de l'aéronef, cet ensemble 1 pourrait également se présenter dans une configuration différente lui permettant d'être monté au-dessus de cette même voilure, voire en partie arrière du fuselage de l'aéronef comme cela a été présenté en référence aux figures 10 et 11. Dans ces derniers cas, les deux caissons latéraux formant ensemble une portion d'une enveloppe/cage sensiblement cylindrique de section circulaire ne sont plus situés autour d'un demi-diamètre supérieur du turboréacteur tel que cela a été représenté, mais respectivement autour d'un demi-diamètre inférieur et d'un demi-diamètre sensiblement latéral de ce même turboréacteur.5 REVENDICATIONS 1. Ensemble moteur (1) pour aéronef comprenant un turboréacteur (2), une nacelle (3) disposant d'une surface aérodynamique extérieure (33), cet ensemble comportant en outre un mât d'accrochage (4) disposant d'une structure rigide (10) comportant un caisson longitudinal (22) ainsi que deux caissons latéraux (24a, 24b) solidaires dudit caisson longitudinal (22) et agencés de part et d'autre de celui-ci, chacun desdits deux caissons latéraux (24a, 24b) disposant d'une peau extérieure de fermeture de caisson (44a, 44b), ledit mât comportant également une première (6a) et une seconde attache moteur avant (6b) de reprise des efforts de poussée, respectivement agencées sur les deux caissons latéraux (24a, 24b), caractérisé en ce que la peau extérieure de fermeture de caisson (44a, 44b) de chacun desdits deux caissons latéraux (24a, 24b) constitue une partie de ladite surface aérodynamique extérieure (33) de la nacelle (3). 2. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité d'attaches moteur comportant lesdites première et seconde attaches moteur avant de reprise des efforts de poussée (6a, 6b), ainsi qu'une troisième attache moteur avant (8), chacune desdites attaches avant (6a, 6b, 8) étant fixée à un carter de soufflante (12) du turboréacteur (2). 3. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites première et seconde attaches moteur avant de reprise des efforts de poussée (6a, 6b) sont situées de façon symétrique par rapport à un plan (P, P3) défini par un axe longitudinal (5) du turboréacteur parallèle à une direction longitudinale (X) de celui-ci, et une première direction (Z, Z') dudit turboréacteur orthogonale à la direction longitudinale (X), lesdites première et seconde attaches moteur avant (6a, 6b) étant chacune conçues de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale (X) et ladite première direction (Z, Z') du turboréacteur (2), et en ce que ladite troisième attache moteur avant (8) est conçue de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon une seconde direction (Y, Y') du turboréacteur (2), orthogonale à ladite première direction (Z, Z') et à la direction longitudinale (X). 4. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite pluralité d'attaches (6a, 6b, 8, 9) est uniquement constituée par lesdites attaches avant (6a, 6b, 8) fixées au carter de soufflante (12) du turboréacteur (2), ladite troisième attache avant (8) étant également conçue de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon la direction longitudinale (X) du turboréacteur. 5. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite pluralité d'attaches (6a, 6b, 8, 9) est constituée par lesditesattaches avant (6a, 6b, 8) fixées au carter de soufflante (12) du turboréacteur (2), et également par une attache moteur arrière (9) conçue de manière à reprendre des efforts s'exerçant selon la première direction (Z, Z') du turboréacteur (2), ladite troisième attache avant (8) étant conçue de manière à reprendre uniquement des efforts s'exerçant selon la seconde direction (Y, Y') du turboréacteur (2). 6. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite attache moteur arrière (9) est fixée sur un carter central (16) du turboréacteur (2). 7. Ensemble (1) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications 2 à 6, caractérisé en ce que les première, seconde et troisième attaches moteur avant (6a, 6b, 8) sont fixées sur une partie annulaire périphérique (18) du carter de soufflante (12). 8. Ensemble (1) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications 2 à 7, caractérisé en ce que ladite pluralité d'attaches moteur (6a, 6b, 8, 9) forme un système de montage isostatique. 25 9. Ensemble (1) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications 3 à 8, caractérisé en ce que ladite première direction du turboréacteur (2) correspond à une direction verticale (Z) de celui-ci, 30 et en ce que ladite seconde direction du turboréacteur 20(2) correspond à une direction transversale (Y) de celui-ci. 10. Ensemble (1) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au moins un capot de nacelle (64a, 64b) est monté sur au moins l'un desdits deux caissons latéraux (24a, 24b). 11. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comporte deux capots de nacelle (64a, 64b) respectivement articulés sur lesdits deux caissons latéraux (24a, 24b). 12. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que chacun desdits deux capots de nacelle (64a, 64b) s'étend de façon à pouvoir recouvrir un secteur angulaire du turboréacteur de l'ordre de 90 . 13. Ensemble (1) pour aéronef selon la revendication 11 ou la revendication 12, caractérisé en ce que chacun desdits deux capots de nacelle (64a, 64b) est articulé sur son caisson latéral associé (24a, 24b) au niveau d'une extrémité de celui-ci opposée à une autre extrémité solidaire du caisson longitudinal (22). 14. Ensemble (1) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chacun desdits deux caissons latéraux (24a, 24b) dispose d'une peau intérieure de fermeture decaisson (26a, 26b), chacune de ces peaux intérieures de fermeture de caisson (26a, 26b) participant à la délimitation d'un canal annulaire de flux secondaire de l'ensemble moteur. 15. Ensemble (1) pour aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la peau extérieure de fermeture de caisson (44a, 44b) de chacun desdits deux caissons latéraux (24a, 24b) se trouve située entre des capots de soufflante (60a, 60b) de la nacelle (3), et des capots d'inverseur de poussée (68a, 68b) de cette dernière. 16. Aéronef caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, assemblé sur une aile ou sur une partie arrière de fuselage de cet aéronef.20