FR 3060531 A1 20180622 FR 1662918 A 20161220 1 PARTIE ARRIERE D'AERONEF COMPRENANT UN CADRE DE FUSELAGE SUPPORTANT DEUX MOTEURS PARTIELLEMENT ENTERRES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs comprenant une partie arrière équipée de deux moteurs partiellement enterrés dans le fuselage, de manière à pouvoir ingérer une partie de la couche limite. Ces moteurs sont également dénommés moteurs à propulsion par ingestion de la couche limite, ou encore moteurs BLI (de l'anglais « Boundary Layer Ingestion »). De façon connue, la propulsion par ingestion de la couche limite correspond à une ingestion par les moteurs d'un écoulement d'air à faible énergie cinétique, circulant autour de la portion arrière de fuselage. Cette technique réduit l'énergie cinétique dépensée pour la propulsion ainsi que la traînée de l'aéronef, avec pour conséquence une diminution de la consommation en carburant. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Il est connu de rapporter, en partie arrière de fuselage, des moteurs à propulsion par ingestion de la couche limite. Il s'agit par exemple de deux moteurs partiellement ou semi-enterrés, faisant saillie latéralement de la partie arrière de fuselage. Ces moteurs sont classiquement rapportés sur le fuselage à l'aide de mâts d'accrochage du type de ceux rencontrés habituellement pour suspendre les moteurs sous les ailes de l'aéronef. Un tel mât comprend un caisson agencé dans la veine secondaire du moteur, ainsi que des attaches moteur volumineuses reliant le caisson au moteur. Notamment, l'attache arrière présente un dimensionnement suffisamment important pour assurer la reprise des efforts liés au moment de torsion selon la direction longitudinale du moteur. En raison de ce fort dimensionnement de l'attache arrière, le 3060531 2 carénage qui l'entoure présente un encombrement également conséquent dans la veine secondaire, ce qui provoque une traînée importante. Ainsi, il existe un besoin d'optimisation visant à réduire la traînée provoquée par les systèmes d'attache des moteurs partiellement enterrés dans le 5 fuselage. EXPOSÉ DE L'INVENTION Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l'invention a pour objet une partie arrière d'aéronef comportant : - un fuselage comprenant des cadres de fuselage orientés dans des 10 plans transversaux de la partie arrière d'aéronef ; - deux moteurs situés de part et d'autre d'un plan vertical médian de la partie arrière, chaque moteur étant partiellement enterré dans le fuselage de manière à pouvoir ingérer une partie de la couche limite, et comprenant un carter de soufflante prolongé vers l'arrière par une virole extérieure d'un carter intermédiaire. 15 Selon l'invention, parmi lesdits cadres de fuselage, un premier d'entre eux présente deux portions latérales de support de moteur agencées de part et d'autre du plan vertical médian, chaque portion latérale étant associée à l'un des deux moteurs et incurvée vers l'intérieur de manière à entourer et suivre le profil de l'un desdits éléments de moteur parmi le carter de soufflante et la virole extérieure de l'un des deux 20 moteurs, la portion latérale de support du moteur étant fixée sur ledit élément de moteur par un premier et un second moyen de fixation espacés circonférentiellement l'un de l'autre, les premier et second moyens de fixation étant configurés pour permettre la reprise des efforts liés au moment de torsion selon une direction longitudinale du moteur. 25 L'invention est ainsi remarquable en ce qu'elle rompt avec la technique antérieure consistant à implanter un mât d'accrochage du type caisson entre un moteur partiellement enterré, et le fuselage. En effet, l'un des cadres de fuselage participe ici directement au support du moteur, et les moyens de fixation utilisés pour la reprise du moment selon la direction longitudinale du moteur sont agencés sur la portion latérale du 3060531 3 cadre qui entoure et suit le profil du carter de soufflante, ou de la virole extérieure du carter intermédiaire. De ce fait, les éventuels moyens de fixation qui subsistent entre l'arrière du moteur et le fuselage sont nécessairement moins encombrants, car ils ne sont plus dédiés à la reprise des efforts liés au moment de torsion selon une direction 5 longitudinale du moteur. Par conséquent, leur présence dans la veine secondaire provoque une traînée réduite, contribuant à améliorer les performances générales de l'aéronef. L'invention prévoit également la mise en oeuvre des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. 10 De préférence, parmi lesdits cadres de fuselage, un second d'entre eux présente deux portions latérales de support de moteur agencées de part et d'autre du plan vertical médian, chaque portion latérale étant associée à l'un des deux moteurs et fixée sur un carter agencé à l'arrière du carter intermédiaire : - par un troisième moyen de fixation configuré pour assurer la reprise du 15 poids du moteur ; et - par un quatrième moyen de fixation comprenant au moins une bielle de reprise des efforts de poussée. De préférence, les premier et second moyens de fixation comprennent chacun au moins un axe de cisaillement orienté selon la direction longitudinale, ainsi 20 qu'au moins une chape traversée par l'axe de cisaillement. De préférence, au moins l'un des premier et second moyens de fixation comprend au moins une manille traversée par l'axe de cisaillement et reçue dans la chape, ladite manille étant préférentiellement agencée sensiblement tangentiellement relativement audit élément de moteur. 25 De préférence, les premier et second moyens de fixation sont agencés respectivement aux extrémités opposées de la portion latérale incurvée. De préférence, chaque portion latérale incurvée s'étant sur un secteur angulaire compris entre 45 et 120°. De préférence, le premier cadre de fuselage comporte une armature transversale traversant le creux du cadre et reliant les deux portions latérales de support 3060531 4 des moteurs, et chaque portion latérale est fixée sur ledit élément de moteur associé par un cinquième moyen de fixation de secours, ce dernier étant actif seulement en cas de défaillance de l'un des premier et second moyens de fixation. De préférence, le quatrième moyen de fixation comprend une unique 5 bielle de reprise des efforts de poussée, ou bien deux bielles de reprise des efforts de poussée agencées en V, parallèlement, ou de façon concentrique. De préférence, le troisième moyen de fixation comprend une ferrure reliant le moteur à la portion latérale du second cadre de fuselage, ou une pluralité de bielles arrière reliant le moteur à la portion latérale du second cadre de fuselage, les 10 bielles étant agencées dans le plan du second cadre de fuselage, et préférentiellement orientées de façon à ce que leurs axes soient sensiblement sécants au niveau d'un axe longitudinal du moteur, et/ou sensiblement tangents audit fuselage. De préférence, le second cadre de fuselage comporte une armature transversale de renfort traversant le creux du cadre et reliant les deux portions latérales 15 de support des moteurs. De préférence, les deux portions latérales du second cadre de fuselage sont chacune incurvées vers l'intérieur de manière à suivre le profil d'une veine secondaire du moteur. De préférence, la partie arrière d'aéronef comprend un capotage 20 aérodynamique renfermant le troisième et le quatrième moyen de fixation, ledit capotage aérodynamique présentant une extrémité arrière située en amont d'un plan de sortie d'un flux primaire du moteur. Alternativement, la partie arrière d'aéronef comprend un capotage aérodynamique renfermant le quatrième moyen de fixation, ainsi que des capotages 25 aérodynamiques renfermant chacun une bielle arrière du troisième moyen de fixation. Enfin, l'invention a également pour objet un aéronef comprenant une telle partie arrière, l'aéronef étant préférentiellement du type commercial. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. 3060531 5 BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective d'un aéronef selon 5 l'invention ; - la figure 2 représente une vue en perspective agrandie d'une partie arrière de l'aéronef, spécifique à la présente invention ; - la figure 2a est une vue en perspective de l'un des deux moteurs équipant la partie arrière d'aéronef montrée sur la figure précédente ; 10 - les figures 3 à 5 sont des vues en coupe selon les plans transversaux P3, P4 et P5 de la figure 2 ; - la figure 6 est une vue en perspective analogue à celle de la figure 2a, avec le moteur équipé des moyens assurant sa fixation au fuselage ; - la figure 7 est une vue de derrière de celle de la figure 6 ; 15 - la figure 8 est une vue de dessus de la partie arrière d'aéronef, montrant l'un des carénages aérodynamiques renfermant des moyens de fixation du moteur sur le fuselage ; - la figure 9 est une vue en perspective de celle de la figure 8 ; - la figure 10 est une vue en perspective analogue à celle de la figure 6, 20 présentant une alternative de réalisation ; - la figure 11 est une vue en coupe transversale du quatrième moyen de fixation ; - les figures 11a et llb sont des vues en coupes transversales analogues à celle de la figure 11, présentant des alternatives de réalisation ; et 25 - la figure 12 est une vue analogue à celle de la figure 9, présentant une alternative de réalisation. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté un aéronef 100 du type commercial, comprenant une partie arrière 1 pourvue de deux moteurs 2 3060531 6 partiellement enterrés dans un fuselage 4 réalisés à partir de cadres de fuselage 6 orientés parallèlement dans des plans transversaux de l'aéronef, et recouverts d'une peau extérieure de fuselage. Les deux moteurs 2, capables d'ingérer une partie de la couche limite d'air circulant sur le fuselage, sont situés latéralement sur le fuselage, de 5 part et d'autre d'un plan vertical médian P1 de la partie arrière 1. Les figures 2 et 2a représentent l'un des deux moteurs 2, étant précisé que puisqu'ils présentent tous les deux une conception identique ou similaire, seul l'un d'eux sera décrit ci-après. Le moteur 2 est ici un turboréacteur à double flux, centré sur un axe 10 longitudinal 8. A cet égard, il est noté que dans la suite de la description, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer en rapport à une direction d'avancement 10 de l'aéronef suite à la poussée générée par les moteurs 2, tandis que les termes « amont » et « aval » sont à considérer en rapport à une direction opposée à la direction 10. De plus, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale du turboréacteur 2, 15 parallèle à l'axe longitudinal 8. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport au moteur 2, tandis que la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles et forment un trièdre direct. Le turboréacteur 2 à propulsion par ingestion de la couche limite 20 comprend, de l'avant vers l'arrière, une soufflante entourée par un carter de soufflante 12, un carter intermédiaire 14, et un générateur de gaz 16 renfermé dans un carter central 18 , lui-même prolongé vers l'arrière par un carter d'éjection des gaz 20. Le carter intermédiaire 14 comprend un moyeu 22 centré sur l'axe 8, ainsi qu'une virole extérieure 26 située dans la continuité aval du carter de soufflante 12. 25 Des bras structuraux 24 orientés radialement relient le moyeu 22 à la virole extérieure 26. Ces bras structuraux sont également dénommés bras OGV (de l'anglais « Outlet Guide Vanes »). Ainsi, en plus de leur fonction structurale, ils servent également à redresser le flux secondaire d'air au sein d'une veine secondaire 28 du turboréacteur. En référence à présent aux figures 3 à 5, il va être décrit le principe 30 spécifique à l'invention, visant à une intégration optimisée des moteurs 2 sur le fuselage. 3060531 7 Pour cette intégration, il est prévu d'utiliser judicieusement les cadres de fuselage, qui portent directement les deux moteurs. La figure 3 représente l'un des cadres de fuselage 6 de la partie arrière d'aéronef, situé à l'avant de celle-ci. Ce cadre 6 présente une forme régulière du type 5 circulaire ou ovalisée, telle que classiquement rencontrée dans l'art antérieur. En revanche, les deux cadres de fuselage 6a, 6b montrés sur les figures 4 et 5 sont deux cadres situés plus en arrière, participant chacun au support des moteurs. D'ailleurs, ils définissent respectivement deux plans transversaux de reprise d'efforts entre le fuselage et chaque moteur. 10 Le plan principal de reprise d'efforts est celui défini par le premier cadre de fuselage 6a, montré sur la figure 4. Ce plan transversal traverse le carter intermédiaire 14, et en particulier les bras 24 ainsi que la virole extérieure 26. Alternativement, le cadre 6a pourrait être agencé dans un plan plus amont traversant le carter de soufflante 12, sans sortir du cadre de l'invention. Néanmoins, le fait de placer le premier cadre de 15 fuselage 6a dans le plan du carter intermédiaire 14 permet de bénéficier d'une reprise plus saine des efforts qui transitent par les bras structuraux 24. Le premier cadre 6a présente une portion supérieure 30a et une portion inférieure 32a de formes classiques, bombées respectivement vers le haut et vers le bas. Pour relier ces deux portions, le premier cadre 6a comporte deux portions latérales 34a 20 de support de moteur, chaque portion latérale 34a étant dédiée au support de l'un des moteurs 2. Etant donné que la coopération entre chaque portion latérale 34a et son moteur 2 est la même pour les deux moteurs, seule l'une d'elles sera décrite ci-dessous. Il doit néanmoins être compris que les deux portions latérales 34a sont symétriques par rapport au plan vertical médian Pl, de même que les moyens permettant de fixer les 25 moteurs sur ces portions. Chaque portion latérale de support de moteur 34a présente une forme incurvée vers l'intérieur, de manière à entourer une partie de la virole extérieure 26, en suivant le profil géométrique de celle-ci. Pour une intégration optimisée, la portion latérale 34a se situe au plus près de la surface extérieure de la virole 26, une distance 30 d'écartement de quelques centimètres seulement pouvant être retenue. 3060531 8 Aux extrémités opposées de la portion latérale de support, il est respectivement prévu un premier moyen de fixation 40-1 ainsi qu'un second moyen de fixation 40-2 de la portion latérale 34a sur la virole extérieure 26. Ces deux moyens, espacés circonférentiellement l'un de l'autre, sont configurés pour permettre la reprise 5 des efforts liés au moment de torsion selon la direction longitudinale X du moteur. Grâce à leur implantation au niveau d'une virole de grand diamètre, surtout lorsque le taux de dilution du moteur est élevé, les deux moyens de fixation 40-1, 40-2 peuvent être fortement éloignés l'un de l'autre et former par conséquent un bras de levier conséquent. Cela permet de réduire l'intensité des efforts transitant par ces 10 moyens, avec pour conséquence une diminution de poids et d'encombrement. Pour éloigner au plus ces deux moyens de fixation 40-1, 40-2, la portion latérale de support 34a peut s'étendre sur un secteur angulaire compris entre 45 et 120°, et centré sur l'axe 8. Plus préférentiellement, ce secteur angulaire est proche de 90°. En outre, l'invention ne met plus en oeuvre de mâts d'accrochage du 15 type caisson, ce qui permet de rapprocher au mieux le moteur des cadres de fuselage, et de réduire en conséquence le porte-à-faux. Les efforts transitant par les attaches sont avantageusement également diminués du fait de cette réduction du porte-à-faux, avec ici encore pour conséquence une réduction de la masse globale. Egalement, les premiers et seconds moyens de fixation 40-1, 40-2 20 utilisés pour la reprise du moment selon la direction longitudinale X sont agencés sur la virole extérieure 26 du carter intermédiaire, et non plus à l'arrière dans la veine secondaire comme dans l'art antérieur. Les autres moyens de fixation subsistant entre l'arrière du moteur et le fuselage, qui seront décrits ci-après, présentent alors nécessairement un plus faible encombrant. Ainsi, leur présence dans la veine secondaire 25 28 provoque une traînée réduite, contribuant à améliorer les performances globales de l'aéronef. Le plan secondaire de reprise d'efforts est celui défini par le second cadre de fuselage 6b, montré sur la figure 5 et se situant à l'arrière du premier cadre 6a. Ce plan transversal traverse préférentiellement le carter d'éjection des gaz 20, ou bien 30 une partie arrière du carter central. Le second cadre 6b présente une portion supérieure 3060531 9 30b et une portion inférieure 32b de formes classiques, bombées respectivement vers le haut et vers le bas. Pour relier ces deux portions, le second cadre 6b comporte deux portions latérales 34b de support de moteur, chaque portion latérale 34b étant dédiée au support de l'un des moteurs 2. Ici encore, étant donné que la coopération entre chaque 5 portion latérale 34b et son moteur 2 est la même pour les deux moteurs, seule l'une d'elles sera décrite ci-dessous. Il doit néanmoins être compris que les deux portions latérales 34b sont symétriques par rapport au plan vertical médian Pl, de même que les moyens permettant des fixer les moteurs sur ces portions. Chaque portion latérale de support de moteur 34b présente une forme 10 incurvée vers l'intérieur, de manière à suivre le profil aérodynamique de la veine secondaire 28. Par conséquent, la distance d'écartement entre la portion latérale 34b et le carter d'éjection 20 est plus importante que la distance entre la portion latérale 34a et la virole extérieure 26 du carter intermédiaire. Pour relier la portion latérale 34b au carter d'éjection 20, il est prévu un 15 troisième moyen de fixation 40-3 situé dans le plan du second cadre de fuselage 6b. Ce troisième moyen 40-3 est configuré pour assurer au moins la reprise du poids du moteur, et aussi éventuellement d'autres efforts que ceux de gravité, comme cela sera détaillé ci-après. Comme mentionné précédemment, les efforts à reprendre sur ce plan de reprise arrière étant réduits, l'encombrement du troisième moyen de fixation 40-3 reste faible. 20 De plus, il peut être placé axialement vers l'arrière par rapport à l'art antérieur, dans une zone facilitant la gestion du risque d'éclatement des pales de turbine, également connu sous l'appellation risque UERF (de l'anglais « Uncontained Engine Rotor Failure ») En outre, la portion latérale 34b porte un quatrième moyen de fixation 40-4 qui comprend au moins une bielle de reprise des efforts de poussée, selon la 25 direction X. Les premier et second cadres de fuselage 6a, 6b qui ont été décrits ci-dessus, de forme globale cintrée en raison des parois latérales incurvées vers l'intérieur, peuvent être réalisées d'une seule pièce, ou bien à l'aide de plusieurs parties solidarisées les unes aux autres. 3060531 10 Les figures 6 et 7 montrent des exemples de réalisation des moyens de fixation précités. Tout d'abord, pour ce qui concerne le premier moyen de fixation 40-1, il comprend une première chape 44 solidaire de l'extrémité haute de la portion latérale 5 34a, sur laquelle est articulée l'extrémité d'une manille ou d'une biellette 46. L'autre extrémité de cette manille 46 est articulée sur une seconde chape 48 solidaire de la virole extérieure 26 du carter intermédiaire. Des axes de cisaillement 50 orientés selon la direction X permettent de relier la manille 46 aux deux chapes 44, 48. De plus, la manille 46 est de préférence orientée sensiblement tangentiellement par rapport à la virole 10 extérieure 26. Les axes de cisaillement 50 décrits ci-dessus sont préférentiellement rotules, tout comme ceux qui seront mentionnés ci-après. Le second moyen de fixation 40-2 comporte quant à lui une chape 49 solidaire de l'extrémité basse de la portion latérale 34a, et articulée sur une ferrure 52 de la virole extérieure 26, via un axe de cisaillement 50 orienté selon la direction X. 15 Dans la réalisation représentée sur les figures 6 et 7, le cadre 6a incorpore une fonction de sécurité dite « Fail Safe », en prévoyant une armature transversale droite 56 traversant le creux du cadre. Cette armature droite 56, située de préférence dans un plan médian du moteur 2, relie les deux portions latérales 34a. De plus, sur chaque extrémité de cette armature, au niveau de la portion latérale 34a 20 associée, il est prévu un cinquième moyen de fixation de secours 40-5 entre le cadre 6a et le moteur. Ce cinquième moyen de fixation 40-5 est agencé entre les deux moyens 40-1, 40-2, et fixé sur la virole extérieure 26. Il est également réalisé à l'aide d'un ou plusieurs axes de cisaillement, mais qui sont montés avec jeu de sorte que ce cinquième moyen 405 soit seulement actif en cas de défaillance de l'un des premier et second moyens de 25 fixation, afin d'assurer avec le moyen restant la reprise du moment selon la direction X. Pour la fabrication du cadre 6a dont une moitié seulement est visible sur les figures 6 et 7, il peut être prévu trois pièces fixées les unes aux autres, à savoir une pièce supérieure et une pièce inférieure reliées par l'armature 56. Chacune des pièces inférieure et supérieure comporte alors, en plus de la portion supérieure 30a / la portion 30 inférieure 32a, une demi-longueur de chacune des deux portions latérales 34a. 3060531 11 Cependant, ce concept de cadre en trois parties est uniquement donné à titre d'exemple. En effet, un cadre monobloc pourrait également être proposé, ou bien un cadre en deux parties. Pour ce qui concerne le second cadre de fuselage 6b, son troisième 5 moyen de fixation 40-3 est raccordé centré sur la portion latérale 34b selon la direction circonférentielle, à l'aide d'une première ferrure 60 solidaire de cette portion. Cette première ferrure 60 est raccordée à une seconde ferrure triangulaire 62 par le biais d'axes de cisaillement 50 orientés selon la direction X. Elle présente un sommet qui coopère avec une chape 64 du carter d'éjection 20, via un autre axe de cisaillement 50 également 10 orienté selon la direction X. Les deux ferrures 60, 62 s'inscrivent dans le plan défini par le second cadre de fuselage 6b. Toujours dans cette même réalisation, le quatrième moyen de fixation 40-4 est réalisé à l'aide de deux bielles de reprise des efforts de poussée, agencées en V symétriquement par rapport à un plan diamétral du moteur. L'une des extrémités des 15 bielles est articulée sur la première ferrure 60, tandis que l'autre extrémité est articulée plus en avant sur le carter central 16 ou le moyeu 22 du carter intermédiaire. La première ferrure 60 se situe dans le prolongement latéral d'une armature transversale de renfort 69 du second cadre de fuselage 6b. Cette armature 69, située dans le même plan médian que l'armature 56 du premier cadre 6a, traverse le 20 creux du cadre 6b et relie les deux portions latérales 34b. Dans cette configuration, les quatre moyens de fixation 40-1 à 40-4 constituent un système de reprise isostatique des efforts entre le fuselage et le moteur. Les efforts de poussée selon la direction X sont repris par les bielles 40-4, tandis que les efforts selon la direction Z sont repris par le troisième moyen 40-3 ainsi que par le second 25 moyen 40-2. En outre, les efforts selon la direction Y sont repris par le quatrième moyen 40-4 ainsi que par le second moyen 40-2. Les efforts liés au moment selon la direction X sont repris conjointement par les premier et second moyens 40-1, 40-2, tandis que les efforts liés au moment selon la direction Z et au moment selon la direction Y sont repris conjointement par les second et quatrième moyens 40-2, 40-4. 3060531 12 Les figures 8 et 9 montrent qu'un même capotage aérodynamique 66, également dit carénage aérodynamique, renferme les deux moyens de fixation 40-3, 40-4 au sein de la veine secondaire 28. Le capotage aérodynamique 66 présente une extrémité arrière 66a située en amont d'un plan 68 de sortie d'un flux primaire 70 du moteur. En 5 d'autres termes, il n'existe plus le besoin de prévoir un carénage du type APF au niveau de la sortie du flux primaire, ce qui en plus de réduire la traînée, réduit la masse globale. La figure 10 représente une alternative de réalisation dans laquelle le troisième moyen 40-3 comporte une pluralité de bielles arrière 74 reliant le moteur à la portion latérale 34a du second cadre 6b. Plus précisément, il s'agit de deux bielles 74 10 disposées symétriquement par rapport à un plan diamétral du moteur, avec l'une des extrémités articulée sur le carter d'éjection 20, et l'autre extrémité articulée sur une extrémité de la portion latérale 34b. Ces bielles 74, agencées dans le plan du cadre 6b, sont préférentiellement orientées de façon à ce que leurs axes soient sensiblement sécants en un point 76 au niveau d'un axe longitudinal 8. De plus, pour une meilleure 15 introduction des efforts dans le cadre 6b, ces axes sont sensiblement tangents au fuselage, et plus précisément tangents aux portions supérieure et inférieure 30b, 32b du cadre 6b. Optionnellement, une troisième bielle 77 de sécurité peut être prévue dans le même plan que les deux autres, et également dans le plan de symétrie de ces 20 deux bielles 74. Cette bielle de sécurité 77 est agencée de manière à être active uniquement en cas de défaillance de l'une des deux bielles arrière 74. Sur cette même réalisation de la figure 10, il est montré que le quatrième moyen 40-4 ne comprend qu'une seule bielle de reprise des efforts de poussée, ce qui limite l'encombrement de ce moyen dans la veine secondaire. En 25 alternative schématisée sur la figure 11, il pourrait s'agir de deux bielles rapprochées disposées parallèlement. Une solution à bielles concentriques telles que celle montrées sur la figure 11a est également envisageable, de même qu'une solution ou la bielle est réalisée par deux demi-bielles, comme montré sur la figure 11b. Dans ces solutions des figures 11 à 11b, la bielle unique est doublée pour des raisons de sécurité, afin de 30 conférer une fonction « Fail Safe » à l'arrangement. 3060531 13 Enfin, la figure 12 montre qu'au lieu de caréner les troisième et quatrième moyens avec un même capotage, des capotages aérodynamiques indépendants peuvent être mis en oeuvre. Par conséquent, un capotage aérodynamique 66-1 renferme le quatrième moyen de fixation, tandis que deux autres capotages 5 aérodynamiques 66-2 renferment chacun l'une des deux bielles arrière du troisième moyen de fixation. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. En particulier, les modes de réalisation qui ont été décrits ci-dessus ne sont 10 pas exclusifs les uns des autres, mais peuvent au contraire être combinés entre eux. En outre, pour des raisons de sécurité « Fail Safe », chaque élément de structure décrit précédemment peut être doublé, à savoir être réalisé par deux éléments distincts plaqués l'un contre l'autre de sorte qu'en cas de défaillance de l'un, l'autre puisse assurer la transmission des efforts pendant au moins une période déterminée. Ce principe peut par 15 exemple s'appliquer aux premier et second cadres de fuselage. 20 REVENDICATIONS1. Partie arrière (1) d'aéronef comportant : - un fuselage (4) comprenant des cadres de fuselage (6, 6a, 6b) orientés dans des plans transversaux de la partie arrière d'aéronef ; - deux moteurs (2) situés de part et d'autre d'un plan vertical médian (P1) de la partie arrière, chaque moteur étant partiellement enterré dans le fuselage (4) de manière à pouvoir ingérer une partie de la couche limite, et comprenant un carter de soufflante (12) prolongé vers l'arrière par une virole extérieure (26) d'un carter intermédiaire (14) ; caractérisée en ce que parmi lesdits cadres de fuselage, un premier d'entre eux (6a) présente deux portions latérales de support de moteur (34a) agencées de part et d'autre du plan vertical médian (P1), chaque portion latérale (34a) étant associée à l'un des deux moteurs et incurvée vers l'intérieur de manière à entourer et suivre le profil de l'un desdits éléments de moteur parmi le carter de soufflante (12) et la virole extérieure (26) de l'un des deux moteurs, la portion latérale de support du moteur (34a) étant fixée sur ledit élément de moteur par un premier (40-1) et un second moyen de fixation (40-2) espacés circonférentiellement l'un de l'autre, les premier et second moyens de fixation (40-1, 40-2) étant configurés pour permettre la reprise des efforts liés au moment de torsion selon une direction longitudinale (X) du moteur. 2. Partie arrière d'aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que parmi lesdits cadres de fuselage, un second d'entre eux (6b) présente deux portions latérales de support de moteur (34b) agencées de part et d'autre du plan vertical médian (P1), chaque portion latérale (34b) étant associée à l'un des deux moteurs (2) et fixée sur un carter (16, 20) agencé à l'arrière du carter intermédiaire (14) : - par un troisième moyen de fixation (40-3) configuré pour assurer la reprise du poids du moteur ; et - par un quatrième moyen de fixation (40-4) comprenant au moins une bielle de reprise des efforts de poussée. 3060531 15 3. Partie arrière d'aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que les premier et second moyens de fixation (40-1, 40-2) comprennent chacun au moins un axe de cisaillement (50) orienté selon la direction 5 longitudinale (X), ainsi qu'au moins une chape (44, 48, 49) traversée par l'axe de cisaillement (50). 4. Partie arrière d'aéronef selon la revendication 3, caractérisée en ce qu'au moins l'un des premier et second moyens de fixation (40-1, 40-2) comprend au 10 moins une manille (46) traversée par l'axe de cisaillement (50) et reçue dans la chape (44, 48), ladite manille étant préférentiellement agencée sensiblement tangentiellement relativement audit élément de moteur (12, 26). 5. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications 15 précédentes, caractérisée en ce que les premier et second moyens de fixation (40-1, 40-2) sont agencés respectivement aux extrémités opposées de la portion latérale incurvée (34a). 6. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications 20 précédentes, caractérisée en ce que chaque portion latérale incurvée (34a) s'étant sur un secteur angulaire compris entre 45 et 120°. 7. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le premier cadre de fuselage (6a) comporte une 25 armature transversale (56) traversant le creux du cadre et reliant les deux portions latérales (34a) de support des moteurs, et en ce que chaque portion latérale (34a) est fixée sur ledit élément de moteur associé (12, 26) par un cinquième moyen de fixation de secours (40-5), ce dernier étant actif seulement en cas de défaillance de l'un des premier et second moyens de fixation (40-1, 40-2). 30 3060531 16 8. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes combinée à la revendication 2, caractérisée en ce que le quatrième moyen de fixation (40-4) comprend une unique bielle de reprise des efforts de poussée, ou bien deux bielles de reprise des efforts de poussée agencées en V, parallèlement ou de façon 5 concentrique. 9. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes combinée à la revendication 2, caractérisée en ce que le troisième moyen de fixation (40-3) comprend une ferrure (62) reliant le moteur (2) à la portion latérale (34b) 10 du second cadre de fuselage (6b), ou une pluralité de bielles arrière (74, 77) reliant le moteur (2) à la portion latérale (34b) du second cadre de fuselage (6b), les bielles étant agencées dans le plan du second cadre de fuselage, et préférentiellement orientées de façon à ce que leurs axes soient sensiblement sécants au niveau d'un axe longitudinal du moteur (8), et/ou sensiblement tangents audit fuselage. 15 10. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes combinée à la revendication 2, caractérisée en ce que le second cadre de fuselage (6b) comporte une armature transversale de renfort (69) traversant le creux du cadre et reliant les deux portions latérales de support des moteurs (34b). 20 11. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes combinée à la revendication 2, caractérisée en ce que les deux portions latérales (34b) du second cadre de fuselage (6b) sont chacune incurvées vers l'intérieur de manière à suivre le profil d'une veine secondaire (28) du moteur. 25 12. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes combinée à la revendication 2, caractérisée en ce qu'elle comprend un capotage aérodynamique (66) renfermant le troisième (40-3) et le quatrième moyen de fixation (40-4), ledit capotage aérodynamique (66) présentant une extrémité arrière (66a) 30 située en amont d'un plan de sortie (68) d'un flux primaire (70) du moteur. 3060531 17 13. Partie arrière d'aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 11 combinée à la revendication 9, caractérisée en ce qu'elle comprend un capotage aérodynamique (66-1) renfermant le quatrième moyen de fixation (40-4), ainsi que des 5 capotages aérodynamiques (66-2) renfermant chacun une bielle arrière (74) du troisième moyen de fixation (40-3). 14. Aéronef (100) comprenant une partie arrière (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes. 10