FR 3005120 A1 20141031 FR 1353737 A 20130424 La présente invention se rapporte de façon générale au domaine des turbomachines à double flux pour aéronef et plus particulièrement aux redresseurs de flux secondaires. Comme cela est connu en soi, un ensemble propulsif d'un turboréacteur à double flux comprend classiquement une structure externe comportant une partie amont formant entrée d'air, une partie intermédiaire dont la paroi interne forme carter pour la soufflante du moteur, et une partie aval pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée. Cette nacelle comporte par ailleurs une structure interne fixe (« Internai Fixed Structure » en terminologie anglo-saxonne) comportant un carénage du moteur. Le volume délimité notamment par la paroi interne de la structure externe et par le carénage de la structure interne définit une veine d'air 15 annulaire, souvent désignée par « veine d'air froid », par opposition à l'air chaud engendré par le moteur. La soufflante consiste essentiellement en une hélice munie de pales, montée rotative sur un arbre tournant relié et centré sur un palier. Le palier est relié au carter de soufflante par un ensemble de structures 20 transversales, s'étendant radialement dans la veine d'air froid, tels que des bras structuraux pouvant être répartis à 90 ou 120 degrés par exemple. Dans cette même veine d'air froid se trouve une structure de redressement de flux comprenant des aubes de redressement de flux, appelées aussi OGV (« Outlet Guide Vanes »), permettant de redresser vers 25 l'arrière le flux d'air froid engendré par la soufflante, le flux ayant en général une composante circonférentielle néfaste à la performance aérodynamique de la nacelle. De concert, ces aubes peuvent maintenir le carter de soufflante du moteur à la partie centrale du moteur. Dans ce cas, on parle d'aubes de 30 soufflante structuralesassurant les deux fonctions de redressement de flux et de liaison du palier avec le carter de soufflante, il n'est alors plus nécessaire de prévoir de bras structuraux spécifiques pour remplir cette fonction ou ils peuvent être significativement allégés s'ils sont maintenus. Les structures de redressement de flux existantes sont basées sur 35 une distribution régulière et radiale des aubes de redressement de flux. Elles sont issues de méthodes de calculs aérodynamiques utilisant la périodicité des 3005 120 2 aubages. En revanche les aubes ont individuellement des géométries de plus en plus compliquées et il leur est demandé de transmettre des moments de flexion et de torsion pour lesquelles elles n'étaient pas initialement conçues. Par ailleurs, la recherche de performances aérodynamiques et 5 acoustiques conduit souvent à choisie des bords d'attaque en flèche au voisinage des parois pour y gérer l'écoulement souvent supersonique. Le document US6554564 décrit des aubes de soufflante présentant un point d'inflexion, c'est-à-dire des aubes présentant sur au moins une partie de leur longueur une flèche positive ou négative. 10 Le document US6195983 décrit des aubes de soufflante apparaissant arrondies ou inclinées. Ces dispositifs présentent des inconvénients, notamment en ce qu'ils sont lourds, accroissant ainsi la consommation globale de l'aéronef qui en est équipé, et laissent subsister des déplacements ou des distorsions des carters moteurs sur lesquels les redresseurs de soufflante sont assujettis. Ces déplacements et distorsions pénalisent la performance et l'intégration de l'ensemble propulsif. La présente invention vise à fournir un dispositif affranchi des inconvénients de l'état de la technique notamment ceux précités. A cet effet, la présente invention a pour objet une nacelle d'aéronef comprenant une structure externe comportant une partie amont formant entrée d'air, une partie intermédiaire dont la paroi interne forme carter pour la soufflante du moteur, une partie aval, une structure interne comportant un carénage d'un moteur, une soufflante et une structure de redressement de flux comportant des aubes de redressement de flux inclinées par rapport au carénage du moteur remarquable en ce que les aubes de redressement de flux sont disposées de telle façon que deux aubes successives sont positionnées de manière différente vis-à-vis du carter de soufflante et du carénage du moteur. Selon d'autres caractéristiques de l'invention, la nacelle d'aéronef 35 comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles : - une aube de redressement présente un angle de flèche de signe opposé à ceux des aubes qui lui sont attenantes par rapport à un plan transversal à la nacelle ; - une aube de redressement présente un angle de flèche opposé à ceux des aubes qui lui sont attenantes par rapport à unplan transversal à la nacelle ; - une aube de redressement rejoint sensiblement, à chacune de ses extrémités, une extrémité de deux aubes de redressement présentant sensiblement le même angle de flèche qu'elle par rapport à un plan transversal à la nacelle ; - deux aubes de redressement attenantes présentent sensiblement le même angle de flèche par rapport à un plan transversal à la nacelle ; - une aube de redressement forme un angle avec une tangente au carénage du moteur, située au point de contact entre l'aube de redressement et le carénage du moteur et dans un plan transversal à la nacelle, différent de l'angle formé par les aubes qui lui sont attenantes avec leur tangente respective ; - la structure de redressement présente un plan de symétrie comprenant l'axe de la nacelle ; - la nacelle comprend un limiteur de compression sur au moins une extrémité de chaque aube de redressement de manière à limiter les efforts en compression s'exerçant sur les aubes de redressement ; - le limiteur de compressioncomprend un ressort de compression ; - le limiteur de compression comprend un corps fixe par rapport à la nacelle et un coulisseau coulissant à travers le corps fixe. Cette solution permet une meilleure reprise d'efforts appliqués sur la nacelle au niveau des aubes de redressement de flux tout en conservant une structure de redressement de flux légère, notamment les efforts entraînant une ovalisation locale de la nacelle au niveau des points d'attache de chaque aube de redressement sur le carter de nacelle et sur le carénage du moteur. On décrit à présent à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation possible de l'invention, en référence aux figures annexées ; sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues désignent des 5 organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues : - la figure 1 est une vue externe schématique d'une nacelle représentée avec un repère direct (X,Y,Z) d'orientation, - la figure 2 est une vue en coupe schématique selon l'axe Y de la nacelle privée de sa structure externe selon un premier mode 10 de réalisation de la présente invention, - la figure 3 est une vue en coupe schématique selon l'axe X de la nacelle selon le premier mode de réalisation de la présente invention, - la figure 4 est une vue partielle schématique selon l'axe Y des 15 efforts appliqués sur la nacelle privée de sa structure externe réalisée selon le premier mode de réalisation de la présente invention, - la figure 5 est une vue partielle schématique selon l'axe X de la nacelle privée de sa structure externe selon un second mode de 20 réalisation de la présente invention, - la figure 6 est une vue en coupe longitudinale schématique selon l'axe Y de 2Ia nacelle privée de sa structure externe selon un troisième mode de réalisation de la présente invention, - la figure 7 est une vue partielle schématique selon l'axe X de la 25 nacelleprivée de sa structure externe selon le troisième mode de réalisation de la présente invention, - la figure 8 est une vue partielle schématique selon l'axe X de la nacelle privée de sa structure externe selon un quatrième mode de réalisation de la présente invention, 30 - la figure 9 est une vue partielle schématique d'un limiteur de compression selon un mode de réalisation de la présente invention. 35 En référence à la figure 1, on décrit l'aspect extérieur général d'une nacelle ainsi que le repère direct (X,Y,Z) d'orientation des vues de la nacelle. La nacelle 1 comprend une structure externe 2 comportant une lèvre d'entrée d'air 3 et un capot aval 4 pouvant abriter un inverseur de poussée. Le repère (X,Y,Z) est défini comme un trièdre direct dont l'axe X 5 suit la même direction que l'axe A de la nacelle 1 et est orienté dans le sens de l'écoulement de l'air dans la nacelle 1, et l'axe Z représente un axe vertical orienté vers le haut. En référence aux figures 2, 3 et 4, on décrit la nacelle 1 selon le 10 premier mode de réalisation de la présente invention. La nacelle 1 comprend un carter de soufflante 5, un carénage du moteur 6, une soufflante 7, et une structure de redressement de flux comportant des aubes de redressement de flux (8, 9). L'aube de redressement de flux 8 présente un angle de flèche al 15 orientéd'une valeur opposée à celui a2orienté de l'aube de redressement de flux 9, les angles al et a2 étant mesurés à partir de plans Tri et 72 transversaux à la nacelle 1 chacune des aubes de redressement de flux comprise dans la structure de redressement de flux s'étend dans un plan axial, c'est-à-dire dans un plan comprenant l'axe Ade la nacelle 1 et donc l'axe X du repère (X,Y,Z). 20 Ainsi, et comme illustré sur la figure 2, les aubes de redressement de flux (8, 9) se croisent dans une vue selon l'axe Y. Les aubes de redressement de flux (8, 9) sont chacune rattachées au carénage du moteur 6 à l'une de leurs extrémités et au carter de soufflante 5 à l'autre de leurs extrémités. 25 Chacune des aubes de redressement de flux (8, 9) est disposée radialement autour du carénage du moteur 6. Comme cela est particulièrement visible sur la figure 3, la nacelle comprend une pluralité d'aubes de redressement de flux (8, 9) disposées radialement autour du carénage du moteur 6 de telle manière que se 30 succèdent alternativement le long du contour du carénage du moteur 6 une aube de redressement de flux 8 puis une aube de redressement de flux 9, de sorte que deux aubes de redressement de flux attenantes présentent des flèches inversées. Comme cela est particulièrement visible sur la figure 4 représentant 35 les efforts (10, 11, 12, 13, 14) appliqués sur la nacelle 1 particulièrement durant une phase de décollage (« lift off » selon la terminologie anglo-saxonne) d'un aéronef, cette disposition des différentes aubes de redressement de flux (8, 9) présente l'avantage de ne faire fonctionner ces aubes de redressement de flux (8, 9) qu'en traction / compression, les moments de flexion transmis par ces aubes de redressement de flux (8, 9) au carénage du moteur 6 disparaissant grâce à ce type de dispositif, ce qui minimise voire annule l'ovalisation locale du carénage du moteur 6 au niveau des points d'attache de ces aubes de redressement de flux (8, 9) due à ces moments de flexion. Avantageusement, les aubes de redressement de flux (8, 9) peuvent être montées avec du jeu ou de manière souple sur le carter de 10 soufflante 5 et le carénage du moteur 6 pour ne travailler qu'en traction ou en compression limitée de façon à prévenir tout risque de flambage. Avantageusement, l'accroissement de la distance selon l'axe X entre les extrémités des aubes de redressement de flux (8, 9) liées au carter de soufflante 5 d'une part et des extrémités des aubes de redressement de flux (8, 15 9) liées au carénage du moteur 6 d'autre part permet d'utiliser les aubes de redressement de flux (8, 9) pour fixer des volumes plus importants de carénage de moteur et de carter de soufflante. Avantageusement, la flèche de chaque aube de redressement de flux (8, 9) peut être inversée au niveau de chacune des extrémités de chaque 20 aube de redressement de flux (8, 9), ce qui implique que les aubes peuvent être courbées, au moins au niveau de leur carénage aérodynamique.. Le premier mode de réalisation permet d'améliorer notablement la qualité du redressement de flux entrant dans la nacelle 1 (Fig. 1). 25 En référence aux figures 2 et 5, on décrit la nacelle 1 (Fig. 1) selon le second mode de réalisation de la présente invention. Comme cela est particulièrement visible sur la figure 2, les aubes de redressement de flux (8, 9) se croisent dans une vue selon l'axe Y, et les aubes de redressement de flux 8 présentent un angle de flèche opposé à celui 30 des aubes de redressement de flux 9 comme dans le mode de réalisation précédent. Dans ce second mode de réalisation, les aubes de redressement de flux (8, 9) sont disposées de telle manière que chaque extrémité d'une aube de redressement de flux 8 rejoint sensiblement une extrémité d'une autre aube 35 de redressement 8. De la même façon, chaque extrémité d'une aube de redressement de flux 9 rejoint sensiblement une extrémité d'une autre aube de redressement 9. Etant donné que les différentes aubes de redressement de flux (8, 9) se croisent dans une vue selon l'axe Y, la structure de redressement de flux prend la forme de deux étoiles, les branches de la première étoile croisant les branches de la seconde étoile. Ce croisementpeut se faire d'une façon consistant à placer les sommets de chaque branche d'une étoile entre et derrière les sommets de chaque branche de l'autre étoile, comme cela est particulièrement visible sur la figure 5. Toutefois la structure de redressement de flux, tout en gardant sa 10 forme générale de « double étoile », peut présenter un croisement des aubes de redressement de flux (8, 9) différent du moment que les sommets d'une structure en étoile passe derrière les sommets de l'autre structure en étoile. Ce deuxième mode de réalisation permet d'obtenir une reprise intégrale du couple moteur sans flexion des aubes et sans bras structural 15 additionnel comme cela se fait classiquement ; de plus ce mode de réalisation permet d'obtenir un gain acoustique puisqu'aucun sillage de soufflante ne s'aligne avec les aubes de redressement de flux (8, 9). Avantageusement, les aubes au voisinage de la bifurcation 12H (douze heures) 15 et de la bifurcation 6H (six heures) 16 sont sensiblement 20 parallèles avec les bifurcations 15 et 16 ce qui permet encore un gain aérodynamique supplémentaire. En référence aux figures 6 et 7, on décrit la nacelle 1 (Fig. 1) selon le troisième mode de réalisation de la présente invention. 25 Dans ce mode de réalisation, seules les aubes de redressement de flux 8 sont présentes, elles présentent un angle de flèche alpositif par rapport à un plan transversal Tride la nacelle 1 (Fig. 1). Les aubes de redressement de flux 8 sont disposées successivement le long du pourtour du carénage du moteur 6 de manière non 30 radiale et de telle façon qu'une aube de redressement de flux 8 forme un angle 132avec une tangente au carénage du moteur 6, située au point de contact entre l'aube de redressement de flux 8 et le carénage du moteur 6 et dans un plan transversal à la nacelle 1, différent de l'angle (131 et [33) formé par les aubes de redressement de flux 8 qui lui sont attenantes avec leur tangente respective. 35 Plus précisément, dans ce mode de réalisation, les aubes de redressement de flux 8 sont disposées de manière à ce que deux aubes de redressement de flux 8 soient situées directement de part et d'autre de chaque bifurcation (15, 16) et pratiquement parallèles à ces bifurcations (15, 16), on appellera ces aubes les aubes de redressement de flux (81, 82, 83, 84) ; ainsi, les autres aubes de redressement de flux 8 sont régulièrementréparties sur le contour du carénage du moteur 6 entre les aubes de redressement de flux 81 et 83 et les aubes de redressement de flux 82 et 84sensiblement parallèles aux structures de support (15, 16), et donc sans être positionnées sur les zones où se trouvent les structures de support (15, 16). Les aubes de redressement de flux 8 sont aussi régulièrement réparties le long du contour interne du carter de soufflante 5. De cette manière, les aubes de redressement de flux 8 ne sont pas placées radialement par rapport au carénage du moteur 6 et au carter de soufflante 5 comme cela est particulièrement visible sur la figure 7 à l'exception notable des aubes de redressement de flux 85 et 86 visibles sur la figure 7 qui se trouvent sensiblement dans le plan formé par les axes X et Y. Ce mode de réalisation permet d'améliorer l'acoustique en évitant le phénomène de croisement de sillage du flux d'air entrant dans la nacelle 1 (Fig. 1) issu des aubes de soufflante en plus d'assurer une meilleure reprise des efforts contraignant la structure externe 2 à tourner autour du carénage du moteur 5 (couple du carter de soufflante 5 mieux pris en compte). Pour consolider l'effet acoustique on peut avantageusement éviter de mettre une aube à 3H et 9H mais légèrement décalée pour éviter d'avoir des aubes horizontales à 3H/9H qui s'aligneraient avec les aubes de soufflante ce qui ne serait pas favorable en terme de croisement de sillage pour l'acoustique. En référence à la figure 8, on décrit la nacelle 1 (Fig. 1) selon le quatrième mode de réalisation de la présente invention. Ce mode de réalisation est le résultat de la combinaison du premier mode de réalisation et du troisième mode de réalisation de la présente invention décrits précédemment. En effet, les aubes de redressement de flux sont disposées de la même manière autour du carénage du moteur 6 et du carter de soufflante 5 que dans le troisième mode de réalisation (Fig. 7) selon une vue selon l'axe X, mais sont disposées de la même manière que dans le premier mode de réalisation (Fig. 2) dans des plans axiaux. Dans ce quatrième mode de réalisation sont donc présentes les aubes de redressement de flux à flèches inversées (8, 9). Un tel mode de réalisation combinant les premier et troisième modes de réalisation permet d'obtenir les mêmes effets avantageux que ceux obtenus grâce au troisième mode de réalisation, et les mêmes effets avantageux que ceux obtenus grâce au premier mode de réalisation de la présente invention, c'est-à-dire que l'on obtient une combinaison des effets avantageux des premier et troisième modes de réalisation de la présente invention. En référence à la figure 9, on décrit le limiteur de compression 17 10 selon un mode de réalisation de présente invention, ce limiteur de compression est utilisable dans chacun des modes de réalisation de la nacelle 1 (Fig. 1) décrits précédemment. Le limiteur de compression 17 comprend notamment un ressort de compression 18, un corps fixe 19 par rapport à la nacelle 1 (Fig. 1) et un 15 coulisseau 20 coulissant à travers le corps fixe 19. Le limiteur de compression 17 comprend également des flasques d'attache 21 sur le carter de soufflante 5 et / ou sur le carénage du moteur 6. Le coulisseau 20 est lié à une extrémité d'une aube de redressement. Chaque aube comprend une ferrure 22 comportant deux 20 branches entre lesquelles une extrémité de liaison 23 du coulisseau 20 peut se glisser. Les ferrures et l'extrémité de liaison 23 du coulisseau 20 comprennent des orifices réalisés de manière à ce que qu'une fois l'extrémité de liaison 23 glissée entre les ferrures, les orifices sont en regard et l'on peut y insérer un moyen de liaison 24 traversant tous les orifices. Le coulisseau 20 comprend 25 également une butée 25 afin de limiter la course du coulisseau 20 à l'intérieur du corps fixe 19. Le ressort de compression 18 est enfilé sur le coulisseau 20 de manière à ce que le ressort de compression 18 amortisse les mouvements de l'aube de redressement de flux à laquelle il est rattaché. Ainsi, les contraintes 30 appliquées sur l'aube de redressement de flux sont amorties et les risques de flambage de l'aube de redressement de flux sont considérablement diminués. Les flasques d'attache 21 comprennent deux plaques (26, 27) chacune étant fixée à la fois sur le corps fixe 19 et sur le carter de soufflante 5 et / ou le carénage du moteur 6 de manière à immobiliser le corps fixe par 35 rapport au carter de soufflante 5 et / ou au carénage du moteur 6. Préférentiellement, le limiteur de compression 17 sera installé sur l'extrémité des aubes de redressement de flux (8, 9) en contact avec le carter de soufflante 5 et sur chacune des aubes de redressement de la structure de redressement de flux de la nacelle 1 ( Fig. 1). Lors du montage du limiteur de compression 17, la force sur l'extrémité de l'aube de redressement sur laquelle est fixée le limiteur de compression 17 est avantageusement nulle au repos. Le limiteur de compression 17 peut également comprendre un amortisseur entre le coulisseau 20 et le corps fixe 19 (par exemple un amortisseur solide par frottement entre le coulisseau 20 et le corps fixe 19 ou tout autre système d'amortissement solide ou fluide connu de l'homme de l'art). Ce système peut servir de dissipateur d'énergie lors d'une perte d'aube de façon à minimiser l'impact de cet événement sur les structures environnantes. Il va de soi que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus à titre d'exemple, mais qu'elle comprend tous les équivalents techniques et toutes les variantes des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons possibles. REVENDICATIONS1. Nacelle(1) d'aéronef comprenant une structure externe (2) comportant une partie amont formant entrée d'air(3), une partie intermédiaire dont la paroi interne forme carter (5)pour la soufflante du moteur, une partie 5 aval (4), une structure interne comportant un carénage (6) d'un moteur, une soufflante et une structure de redressement de flux comportant des aubes de redressement de flux (8,9) inclinées par rapport au carénage (6) du moteur caractérisée en ce que les aubes de redressement de flux (8,9) sont disposées de telle façon que deux aubes (8,9) successives sont positionnées de manière 10 différente vis-à-vis du carter de soufflante (5) et du carénage du moteur (6). 2. Nacelle (1) selon la revendication 1 caractérisée en ce qu'une aube de redressement (8,9) présente un angle de flèche (ai, a2) de signe opposé à ceux des aubes (8,9) qui lui sont attenantes par rapport à un plan transversal (71, 72) à la nacelle (1). 15 3. Nacelle (1) selon la revendication 1 ou 2 caractérisée en ce qu'une aube de redressement (8,9) présente un angle de flèche (ai, a2) opposé à ceux des aubes (8,9) qui lui sont attenantes par rapport à un plan transversal (71, 72) à la nacelle (1). 4. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 20 précédentes caractérisée en ce qu'une aube de redressement (8,9) rejoint sensiblement, à chacune de ses extrémités, une extrémité d'une aube de redressement (8,9) présentant sensiblement le même angle de flèche (ai, a2) qu'elle par rapport à un plan transversal (71, 72) à la nacelle (1). 5. Nacelle (1) selon la revendication 4 caractérisée en ce que deux 25 aubes de redressement (8,9) attenantes présentent sensiblement le même angle de flèche (ai, a2) par rapport à un plan transversal (71, 72) à la nacelle (1). 6. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisée en ce qu'une aube de redressement (8) forme un angle ([32) avec 30 une tangente au carénage du moteur (6), située au point de contact entre l'aube de redressement (8) et le carénage du moteur(6) et dans un plan transversal à la nacelle (1), différent de l'angle (pi, p3) formé par les aubes (8) qui lui sont attenantes avec leur tangente respective. 7. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 35 précédentes caractérisée en ce que la structure de redressement présente un plan de symétrie comprenant l'axe de la nacelle (1). 8. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisée en ce qu'elle comprend un limiteur de compression (17) sur au moins une extrémité de chaque aube de redressement (8,9) de manière à limiter les efforts en compression s'exerçant sur les aubes de redressement (8,9). 9. Nacelle (1) selon la revendication 8 caractérisée en ce que le limiteur de compression (17) comprend un amortisseur du mouvement (18) entre le corps fixe (19) et le coulisseau (20). 10. Nacelle (1) selon la revendication 8 ou 9 caractérisée en ce que 10 le limiteur de compression (17) comprend un corps fixe (19) par rapport à la nacelle (1) et un coulisseau (20) coulissant à travers le corps fixe (19).