FR 3078106 A1 20190823 FR 1851394 A 20180219 Nacelle de turbomachine comprenant une conduite d'évacuation acoustique DOMAINE TECHNIQUE DE L'INVENTION ET ETAT DE LA 5 TECHNIQUE L'invention appartient au domaine des ensembles propulsifs pour aéronef, en particulier les nacelles de turbomachine d'aéronef. Un axe de développement important des ensembles propulsifs pour aéronef est la réduction du bruit moteur, que l'on peut définir comme le 10 bruit généré par les éléments aérodynamiques d'un turboréacteur lors de son fonctionnement. Notamment, les parties solides tournantes du turboréacteur, comme les rotors de compresseurs, les rotors de turbines et la soufflante, produisent des signaux de fluctuation de pression qui créent des ondes acoustiques. Des solutions sont recherchées pour 15 atténuer le bruit moteur ressenti notamment par les passagers à l'intérieur de la cabine, et par les personnes situées au sol sous le passage de l'aéronef. On recherche une solution d'atténuation de bruit qui soit d'impact limité sur l'encombrement mécanique, la masse, la consommation énergétique et le rendement de l'ensemble propulsif. 20 Une solution bien connue pour la réduction du bruit moteur consiste à atténuer les ondes acoustiques à l'intérieur de la nacelle. Il est courant d'installer sur la paroi interne de la nacelle d'un turboréacteur des panneaux anti-bruit « en nid d'abeille », constitués de tôles métalliques rigides, perforées selon un motif régulier. Cependant, l'efficacité d'un tel 25 traitement n'est optimisée que pour une gamme de fréquences relativement réduite dépendant du dimensionnement des panneaux en nid d'abeille, et ce traitement ne correspond donc pas à toutes les sources possibles de bruit moteur. Il a également été proposé d'exploiter les phénomènes d'interférences 30 acoustiques destructives, pour que les ondes acoustiques à l'origine du bruit moteur se compensent entre elles. La demande de brevet FR 2 998 267 au nom de la Demanderesse décrit une technologie dérivée du concept déjà connu de « tube HQ » (pour tube de Herschel-Quincke) qui 2 est un tube creux courbé constituant une dérivation parallèle pour les flux d'ondes acoustiques, dans un conduit dans lequel circule une onde acoustique tel que le conduit secondaire. Il est proposé, dans cette demande de brevet, d'installer un dispositif selon ce principe dans une conduite d'air d'un turboréacteur équipée d'un panneau en nid d'abeille sur sa surface, le tube HQ débouchant à ses deux extrémités sur l'intérieur de la conduite en traversant le panneau en nid d'abeille. Un signal acoustique de fluctuation de pression est ainsi prélevé dans le conduit et réinjecté en un autre point, avec un déphasage favorisant des interférences destructives entre ledit signal et le signal non déphasé auquel il est superposé. La demande de brevet FR 2 968 048 au nom de la Demanderesse propose un dispositif de contrôle actif du bruit généré par l'interaction entre le sillage de la soufflante et les aubes directrices de sortie (également dites OGV pour « Outlet Guide Vanes »). Des actuateurs piézoélectriques de dimension réduite sont localisés sur les OGV, directement au niveau des surfaces aérodynamiques. Ces sources électrostatiques génèrent un signal sonore préférentiellement dipolaire pour être le plus similaire possible avec le bruit généré par les soufflantes, cette technologie se basant également sur le principe des interférences destructives. Toutefois, le niveau de puissance du bruit de soufflante est inatteignable dans les contraintes d'intégration d'un turboréacteur standard, et il est de ce fait difficile d'obtenir une atténuation significative du bruit moteur. PRESENTATION GENERALE DE L'INVENTION Il existe donc un besoin pour une solution d'atténuation du bruit moteur émis dans le milieu environnant la nacelle d'une turbomachine, perçu notamment par les passagers en cabine et par les personnes se trouvant au sol. Notamment, l'art antérieur ne fournit pas de solution optimale en termes de consommation d'énergie et d'encombrement, et dont l'efficacité ne dépende pas de la source du bruit. 3 Pour répondre à ce besoin, il est ici proposé d'orienter l'énergie acoustique produite au sein de la nacelle dans des directions où cette énergie n'est pas perçue par les personnes, et ne crée pas de nuisances sonores. On estime que lors du fonctionnement normal d'un turboréacteur, plus de la 5 moitié de l'énergie acoustique est spontanément rayonnée (même en l'absence de dispositif anti-bruit spécifique) dans des directions non gênantes, par exemple vers le ciel. Le principe de l'invention est non pas de confiner l'énergie acoustique dans l'espace intérieur de la nacelle, mais de libérer cette énergie à l'extérieur de la nacelle, dans des directions 10 privilégiées jugées avantageuses pour éviter les nuisances sonores. A ce titre et selon un premier aspect, l'invention concerne une nacelle configurée pour recevoir une turbomachine, la nacelle comprenant une paroi annulaire destinée à entourer au moins en partie la turbomachine, 15 la paroi annulaire définissant avec une paroi externe de la turbomachine un conduit secondaire, la nacelle comprenant une conduite dont une première extrémité débouche au sein du conduit secondaire, et dont une deuxième extrémité débouche à l'extérieur de la nacelle, la conduite mettant le conduit 20 secondaire en communication fluidique avec l'extérieur de la nacelle, la paroi intérieure de la conduite présentant, au niveau d'une jonction avec la paroi annulaire, une variation progressive de section transversale, l'impédance acoustique variant ainsi de façon continue entre l'intérieur du conduit secondaire et l'intérieur de la conduite. 25 La conduite de la nacelle de l'invention réalise une évacuation acoustique en prélevant de l'énergie acoustique à l'intérieur du conduit secondaire, pour la libérer selon une direction où cette énergie crée peu de nuisance sonore ou n'en crée pas. On limite ainsi l'énergie acoustique rayonnée 30 dans le milieu ambiant aux extrémités de l'ensemble propulsif, dans des directions de propagation non maîtrisées. La paroi intérieure de la conduite présentant une variation progressive de section transversale au niveau de la jonction avec la paroi annulaire de nacelle, la rupture 4 d'impédance est fortement limitée au niveau de cette jonction. Les réflexions d'ondes acoustiques au niveau de la jonction sont limitées, ce qui favorise la propagation d'énergie acoustique le long de la conduite. La solution de l'invention présente de nombreux avantages : elle est 5 d'implémentation simple, peut être appliquée pour atténuer le bruit généré par toute source sonore à l'intérieur de la nacelle, et peut s'adapter à une très large gamme d'architectures de turbomachine. Le bruit moteur perçu par les passagers en cabine et par les personnes au sol est atténué avec une grande efficacité. 10 Des caractéristiques additionnelles et non-limitatives d'une nacelle de l'invention sont les suivantes, prises seules ou en l'une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles : - au niveau de la jonction entre la conduite et la paroi annulaire, la section 15 transversale varie progressivement sur une longueur comprise entre 1 et 10 centimètres ; - les parois de la conduite présentent, au niveau de la jonction avec la paroi annulaire, une courbure de type linéaire, ou de type circulaire, ou de type exponentiel ; 20 - la section transversale de la conduite est sensiblement constante sur une partie centrale de la conduite, reliant la première extrémité et la deuxième extrémité, ladite section transversale étant comprise entre 300 mm2 et 300 cm2 ; - la paroi intérieure de la conduite présente également, au niveau de la 25 deuxième extrémité, une variation progressive de section transversale ; -la conduite est en matériau polymère ; - la paroi annulaire est refermée, au niveau de la première extrémité, par une plaque de matériau rigide et poreux, de préférence une toile métallique perforée. 30 L'invention vise en second lieu un ensemble propulsif qui comprend une nacelle telle que définie ci-avant et une turbomachine dans la nacelle. 5 L'invention concerne selon un autre aspect un aéronef comprenant un tel ensemble propulsif, la nacelle étant fixée à une aile de l'aéronef, ou étant fixée au fuselage de l'aéronef. Des caractéristiques additionnelles et non-limitatives d'une nacelle de l'invention sont les suivantes : 5 - la conduite de la nacelle est positionnée de sorte que sa deuxième extrémité débouche dans le milieu ambiant ; - dans ce cas, la nacelle est fixée sous une aile, la conduite ne passant pas dans le volume intérieur de l'aile, la deuxième extrémité de la conduite débouchant dans le milieu ambiant au-dessous d'une surface inférieure de 10 l'aile, la deuxième extrémité pouvant par exemple présenter une orientation sensiblement perpendiculaire à la surface inférieure de l'aile, ou une orientation sensiblement parallèle à ladite surface ; - dans le même cas, la nacelle est fixée sous une aile, la conduite passant dans le volume intérieur de l'aile, la deuxième extrémité de la conduite 15 débouchant dans le milieu ambiant au-dessus d'une surface supérieure de l'aile ; - la conduite de la nacelle est positionnée de sorte que sa deuxième extrémité débouche à l'intérieur de l'aéronef, de préférence à l'intérieur du fuselage, éventuellement au sein d'une terminaison anéchoïque dans 20 le fuselage. PRESENTATION GENERALE DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, ainsi 25 que des dessins en annexe parmi lesquels : La Figure 1 représente une partie de nacelle de turbomachine fixée à une aile d'aéronef et vue en coupe longitudinale ; La Figure 2 illustre un premier exemple de nacelle de l'invention, vue en coupe selon un plan passant par un axe longitudinal de la conduite 30 d'évacuation acoustique ; La Figure 3 illustre un deuxième exemple de nacelle de l'invention, vue en coupe selon un plan passant par un axe longitudinal de la conduite d'évacuation acoustique ; 6 La Figure 4 illustre un troisième exemple de nacelle de l'invention, vue en coupe selon un plan passant par un axe longitudinal de la conduite d'évacuation acoustique ; La Figure 5 représente un aéronef vu en coupe de face équipé d'une 5 nacelle de turbomachine de l'invention, selon un premier mode de réalisation ; La Figure 6 représente un aéronef équipé d'une nacelle de turbomachine de l'invention, selon un deuxième mode de réalisation ; La Figure 7 représente un aéronef équipé d'une nacelle de turbomachine 10 de l'invention, selon un troisième mode de réalisation. La Figure 8 représente un aéronef équipé d'une nacelle de turbomachine de l'invention, selon un quatrième mode de réalisation. DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION 15 La description ci-après concerne un turboréacteur d'aéronef à double corps et double flux ; toutefois, l'invention pourrait s'appliquer avec les mêmes avantages pour un autre type d'ensemble propulsif de turbomachine. Dans tout ce qui suit, des éléments semblables sur les figures seront désignés par les mêmes références numériques. 20 On a représenté en Figure 1 une nacelle 1 contenant un turboréacteur 3 à double flux, vue en coupe longitudinale selon l'axe longitudinal X du turboréacteur. Cette figure n'illustre pas la conduite d'évacuation acoustique qui sera décrite ci-après en relation aux figures 2 et suivantes. Une paroi annulaire 2 de la nacelle 1 est centrée sur l'axe X, recouvre 25 partiellement le turboréacteur 3 et forme avec le capot primaire 30 du turboréacteur 3 un conduit secondaire 4 permettant le passage du flux secondaire. Des ondes acoustiques peuvent se propager au sein de ce conduit secondaire, engendrées par les fluctuations de pression du milieu. L'ensemble propulsif comprend d'amont en aval les éléments suivants : 30 une entrée d'air 10, une soufflante 11, et à l'intérieur du capot primaire 30 qui délimite un conduit primaire : un compresseur basse pression 12, un compresseur haute pression 13, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 15, une turbine basse pression 16. Par ailleurs, le 7 turboréacteur 3 comprend également d'autres éléments en aval de la turbine basse pression qui ne sont pas représentés sur la Figure 1, notamment une tuyère guidant la sortie d'air. La paroi annulaire 2 de la nacelle est reliée au capot primaire 30 par des 5 bras de liaison 20 s'étendant radialement à partir du capot primaire. La nacelle 1 est ici représentée fixée à une aile 7 d'aéronef qui s'étend parallèlement à l'axe longitudinal X du turboréacteur. La fixation de la nacelle à l'aile se fait par l'intermédiaire d'un pylône 70, par lequel passe le plan de coupe. 10 Le mouvement des parties tournantes du turboréacteur, par exemple de la soufflante 11 lorsque le turboréacteur est en fonctionnement, conduit à la propagation d'ondes acoustiques dans le flux secondaire, créant au sein du conduit secondaire des flux d'intensité acoustique associés à une énergie acoustique E. On a représenté sur la Figure 1 plusieurs trajets de 15 propagation de l'énergie acoustique E au sein de la nacelle, avec notamment des réflexions sur la paroi annulaire 2, la paroi externe du capot primaire 30, et sur la tête du turboréacteur. La Demanderesse a observé que l'énergie acoustique E produite au sein de la nacelle n'est pas rayonnée uniquement dans des directions où cette 20 énergie acoustique génère un bruit moteur nuisible. En relation à la Figure 1, une partie de l'énergie E en sortie de l'extrémité amont de la nacelle est rayonnée vers le bas, et les personnes situées au sol peuvent subir un bruit moteur associé à cette énergie ; en revanche, une autre partie en sortie de l'extrémité amont est rayonnée vers le haut, et n'est pas gênante 25 (à moins que cette énergie ne parvienne à la cabine, dans laquelle se trouvent éventuellement des passagers de l'aéronef) Il est donc proposé ici de mettre en oeuvre une conduite d'évacuation acoustique pour diriger l'énergie E vers des directions où génère peu, ou ne génère pas, de bruit moteur perçu par les individus. 30 Une nacelle de turbomachine, équipée d'une conduite d'évacuation acoustique selon un premier mode de réalisation, est représentée en relation à la Figure 2. Sur cette figure, la nacelle 1 est visible en coupe 8 transversale, selon un plan de coupe orthogonal à l'axe longitudinal X de la nacelle. On n'a pas représenté de turbomachine contenue à l'intérieur de la nacelle sur cette figure. La nacelle comporte notamment une paroi intérieure 2 qui sera nommée 5 ci-après paroi annulaire, destinée à entourer partiellement ou totalement une turbomachine et à former avec la paroi externe de ladite turbomachine le conduit secondaire. La paroi annulaire 2 est en contact avec une conduite 5 qui sera décrite ci-après. Le plan de coupe de la Figure 2 passe par l'intérieur de la conduite 5. La section de la paroi annulaire 2 10 selon le plan de coupe de la figure 2 est circulaire de rayon R, excepté au niveau de la conduite 5. La nacelle comporte en outre une paroi extérieure 21. La conduite 5 s'étend selon une direction A. La conduite peut admettre l'axe A comme axe de révolution, ou bien ne pas présenter de symétrie 15 de révolution par rapport audit axe, comme c'est le cas sur la Figure 2. En alternative, la conduite 5 pourrait ne pas s'étendre le long d'une seule direction, et pourrait par exemple présenter une forme générale d'arc de cercle, ou une forme coudée. La conduite 5 comprend ici une première extrémité 50 qui débouche à l'intérieur de la paroi annulaire 2 de la 20 nacelle, une deuxième extrémité 52 qui débouche à l'extérieur de la paroi extérieure 21, et une partie centrale qui relie les deux extrémités 50 et 52. La conduite 5 est constituée d'une paroi intérieure de conduite 54 de forme tubulaire à section transversale non constante sur sa longueur, et d'une 25 paroi extérieure de conduite 55 de forme également tubulaire à section transversale non constante qui s'étend autour de la paroi intérieure 54. Par « section transversale », on entend la surface des sections de parois selon des plans de coupe orthogonaux à l'axe A. Ces deux parois sont, de manière avantageuse, fabriquées en matériau polymère souple. La paroi 30 intérieure de conduite 54 s'étend à partir d'une cavité formée dans la paroi annulaire 2, au niveau d'une jonction 51. Cette cavité peut être par exemple de forme circulaire. La liaison entre la conduite 5 et la paroi annulaire 2 au niveau de la jonction 51 peut être réalisée par collage. Dans 9 l'exemple illustré en Figure 2, la cavité de la paroi annulaire 2 à partir de laquelle s'étend la conduite 2 est refermée par un panneau constitué en matériau rigide et acoustiquement poreux, représenté en trait pointillé sur la Figure 2. Ce panneau peut par exemple être obtenu par collage d'une 5 toile métallique sur une tôle perforée telle que celles utilisées pour les panneaux « en nid d'abeille » connus pour le traitement acoustique des nacelles de turbomachines. Ce panneau est imperméable à l'écoulement aérodynamique, et permet d'éviter un défaut important de planéité de la paroi annulaire de la nacelle au niveau de la conduite 5, qui perturberait 10 l'écoulement aérodynamique dans le conduit secondaire et diminuerait le rendement propulsif. Toutefois, ce panneau peut être retiré, et la cavité formée dans la paroi annulaire pour la communication fluidique avec la conduite 5 peut être laissée non obturée. Dans l'exemple de la Figure 2, la forme de la paroi extérieure 55 épouse 15 sensiblement la forme de la paroi intérieure 54. Toutefois, la conduite pourrait présenter une épaisseur variable entre les parois 54 et 55. La paroi intérieure 54 présente, à partir de la jonction 51, une variation progressive de sa section transversale, notée S sur la Figure 2. Par « variation progressive » on entend que la paroi intérieure 54 ne subit pas 20 une variation brusque de courbure, et présente une pente douce. La paroi intérieure 54 peut par exemple présenter un congé de raccordement avec la paroi annulaire 2. Au niveau de la première extrémité 50, la paroi intérieure 54 présente une section transversale décroissante vers l'extérieur, sur une longueur 25 suffisante pour garantir une variation progressive de cette section, par exemple une longueur de l'ordre de 1 à 10 centimètres. Le choix de cette longueur peut dépendre des contraintes d'encombrement et d'allègement de la masse de la nacelle, et des performances souhaitées en termes de propagation d'énergie acoustique. La paroi intérieure 54 présente, au 30 niveau de la première extrémité 50 et dans le plan de coupe de la Figure 2, un profil de courbure proche d'un profil circulaire (courbure en arc de cercle). En alternative, la paroi intérieure 54 pourrait présenter à cette extrémité un profil de courbure exponentiel (qui correspond à la courbure 10 de la courbe représentative de la fonction exponentielle au voisinage du point zéro) avec une variation de section transversale plus brusque que pour une courbure circulaire. Selon une autre alternative, la paroi intérieure 54 au niveau de cette 5 extrémité pourrait être tout à fait linéaire, la première extrémité 50 présentant alors une forme tronconique. D'une façon générale, tout profil de courbure de la paroi intérieure 54 fournissant une variation progressive de section transversale pourrait être mis en oeuvre. La paroi extérieure 55 suit ici le profil de la courbure de la paroi intérieure 10 54 dans le plan de coupe ; toutefois, il n'est pas nécessaire pour la mise en oeuvre de la conduite 5 que ladite paroi extérieure présente une variation progressive de section transversale. Les parois 54 et 55 de la conduite d'évacuation acoustique 5 présentent, sur la partie centrale de la conduite, une forme cylindrique de section 15 transversale constante. La section transversale de la partie centrale de conduite est avantageusement comprise entre 300 mm2 et 300 cm2, pour permettre la circulation de l'énergie acoustique tout en limitant l'encombrement et l'impact de la conduite sur les performances aérodynamiques de la turbomachine. Dans l'exemple de la Figure 2, la 20 conduite est également de forme cylindrique au voisinage de la deuxième extrémité 52, dans le prolongement de la partie centrale de conduite. Les parois 54 et 55 sont reliées au niveau de la deuxième extrémité 52 par une paroi radiale comprise dans un plan sensiblement orthogonal à l'axe A d'extension de la conduite 5. 25 Lorsqu'une turbomachine s'étendant selon l'axe longitudinal X est placée dans la nacelle représentée en Figure 2, la paroi annulaire 2 forme, avec une paroi extérieure de la turbomachine qui est totalement ou partiellement couverte par la paroi annulaire, un conduit secondaire. La 30 conduite 5 peut être placée à toute position longitudinale le long du conduit secondaire. La conduite 5 met en communication de fluide le conduit secondaire de la nacelle et l'extrémité 52, et permet donc la circulation de l'énergie acoustique vers l'extrémité 52, puis vers le milieu 11 ambiant si ladite extrémité débouche dans le milieu ambiant. Par milieu ambiant, on entend le milieu extérieur au voisinage de la nacelle (l'atmosphère pour un aéronef en vol). Certaines ondes acoustiques circulant dans le conduit secondaire sont propagées dans la paroi 5 intérieure 54 de la conduite 5 au lieu d'être propagées vers le côté amont ou le côté aval de la nacelle, ce qui a pour effet de limiter les nuisances sonores dues au bruit moteur. Du fait de la variation progressive de la section transversale S au niveau de la première extrémité, on obtient une meilleure captation dans la 10 conduite 5 de l'énergie acoustique rayonnée au sein du conduit secondaire, et donc une meilleure efficacité anti-bruit. En effet, une rupture brusque de géométrie entre la paroi annulaire 2 et la paroi intérieure 54 de conduite se traduirait par une rupture d'impédance acoustique du milieu fluide contenu de part et d'autre de la jonction. 15 L'impédance acoustique d'un milieu fluide s'entend ici dans son acception habituelle, à savoir la résistance du milieu au passage de l'onde qui se calcule comme le rapport de la pression acoustique et de la vitesse de l'onde acoustique. La discontinuité de l'impédance de part et d'autre de la jonction 51, causant des réflexions d'ondes acoustiques vers l'intérieur de 20 la nacelle, est limitée par la géométrie particulière de la paroi intérieure 54 au niveau de la première extrémité. On a représenté en Figure 3 une nacelle de turbomachine équipée d'une conduite d'évacuation acoustique 5 selon un deuxième mode de 25 réalisation. Cette nacelle est similaire à celle de la Figure 2, excepté que la conduite 5 n'est pas de forme cylindrique au niveau de la deuxième extrémité 52. La référence S' désigne la section transversale de la paroi intérieure 54 de conduite au voisinage de la deuxième extrémité 52. Dans cet exemple, la 30 section transversale S' croît de manière progressive à l'approche e l'extrémité 52, et l'extrémité 52 présente une forme générale en entonnoir. La paroi intérieure 54 peut présenter au niveau de l'extrémité 52 les mêmes profils de courbure décrits ci-avant en relation à la Figure 2 12 pour la première extrémité 50 (courbure circulaire, exponentielle, linéaire...). La variation de section transversale de la conduite est donc progressive à la jonction entre la conduite 5 et le milieu extérieur à la nacelle. De même que pour la première extrémité 50, cette géométrie a 5 pour effet de limiter la rupture d'impédance acoustique au niveau de la jonction avec le milieu extérieur, ce qui facilite la libération de l'énergie acoustique de l'intérieur de la nacelle vers le milieu extérieur. La paroi intérieure 54 présente une section transversale croissante vers l'extérieur sur une longueur suffisante pour garantir une variation 10 progressive de cette section, par exemple une longueur de l'ordre de 1 à 10 centimètres. Cette longueur est choisie de sorte à tenir compte des contraintes d'encombrement et d'allègement de la masse de la nacelle. On a représenté en Figure 4 une nacelle de turbomachine munie d'une 15 conduite 5 d'évacuation acoustique selon un autre mode de réalisation. La conduite 5 est similaire à celle décrite en relation à la Figure 3, et présente deux extrémités 50 et 52 à variation progressive de section transversale. La nacelle de la Figure 4 présente une paroi 2' rigide et acoustiquement poreuse, représentée en traits pointillés sur la figure, qui recouvre la paroi 20 annulaire 2. Contrairement à la paroi annulaire 2, cette paroi poreuse 2' n'est pas percée au niveau de la première extrémité 50 de la conduite 5 ; cette paroi permet d'améliorer l'écoulement aérodynamique au niveau du conduit secondaire lorsqu'une turbomachine est contenue dans la nacelle, tout en permettant la communication de fluide entre le conduit secondaire 25 et l'extrémité extérieure de la conduite 5. La paroi poreuse 2' peut par exemple être réalisée en toile métallique perforée. Sur les Figures 5 à 8, on a représenté plusieurs configurations d'aéronefs équipés d'un ensemble propulsif comprenant une turbomachine et une 30 nacelle similaire à celle décrite ci-avant en relation à la Figure 3. Sur ces figures, l'aéronef est vu en coupe transversale selon un plan de coupe passant par l'intérieur de la nacelle (la turbomachine n'étant pas représentée) et par l'intérieur de la conduite d'évacuation acoustique. La 13 nacelle et notamment la conduite d'évacuation acoustique sont représentées de manière schématique, sans représenter l'épaisseur des parois. 5 Dans l'exemple de la Figure 5, la nacelle 1 est fixée sous une aile 7 de l'aéronef, par exemple par l'intermédiaire d'un pylône non représenté sur la figure. La conduite 5 est positionnée de sorte à s'étendre entre la paroi annulaire 2 de la nacelle et la surface basse 70 de l'aile. L'extrémité extérieure de la conduite 5 est donc orientée vers le haut lorsque les ailes 10 ont une orientation sensiblement horizontale. L'extrémité extérieure débouche dans le milieu ambiant sous la surface 70, avec un retrait par rapport à ladite surface. Cette configuration est avantageuse en ce qu'elle permet de limiter le surcroît de masse causé par la conduite 5, tout en permettant la libération 15 de l'énergie acoustique E (ici représentée par deux flèches dirigées de la nacelle vers les côtés de l'aile 7) dans une direction où cette dernière ne génère pas de nuisance sonore. Les passagers à l'intérieur de la cabine pratiquée dans le fuselage 8 de l'aéronef et les personnes au sol reçoivent une part peu importante de l'énergie acoustique E. 20 Selon une autre configuration représentée en Figure 6, la nacelle 1 est fixé sous l'aile 7 et l'extrémité extérieure de la conduite 5 débouche également sous la surface basse 70 de l'aile, mais la conduite 5 présente une forme coudée. L'extrémité extérieure de la conduite n'est pas orientée 25 vers le haut, mais est orientée vers le côté de l'aéronef, à l'opposé du fuselage 8. L'extrémité extérieure de la conduite peut par exemple s'étendre le long de la surface 70 de l'aile 7. La partie centrale de la conduite 5 (dans le prolongement de l'extrémité intérieure de conduite) peut être orientée à une position azimutale entre 30 et 60 degrés par 30 rapport à la verticale lorsque les ailes de l'aéronef sont à l'horizontale. Un avantage de ce mode de réalisation est que l'énergie acoustique E est libérée à l'opposé de la cabine, ce qui limite plus encore le bruit moteur perçu par les passagers de l'aéronef. 14 Selon une autre configuration représentée en Figure 7, la nacelle 1 est fixé sous l'aile 7, la conduite 5 est positionnée dans un passage tubulaire pratiqué dans le volume interne de l'aile 7, et l'extrémité extérieure de la 5 conduite 5 débouche dans le milieu ambiant au-dessus de la surface supérieure 71 de l'aile 7. Dans l'exemple illustré en Figure 7, la conduite 5 présente une orientation sensiblement perpendiculaire à l'aile 7 (azimut proche de 0 degrés). Ce mode de réalisation est avantageux en ce qu'il permet de limiter les 10 réflexions des ondes acoustiques circulant dans la conduite d'évacuation acoustique. De plus, cet agencement maximise le masquage sur le rayonnement acoustique libéré à l'extérieur de la nacelle ; en réfléchissant certaines ondes acoustiques, la surface de l'aile 7 fait obstacle à la propagation du rayonnement acoustique vers le sol. 15 Selon une autre configuration représentée en Figure 8, la nacelle étant toujours fixée sous l'aile 7, l'extrémité extérieure de la conduite 5 débouche à l'intérieur du fuselage 8 de l'aéronef, dans un volume séparé de la cabine. Les parois de la conduite 5 passent le long du volume interne 20 de l'aile 7, l'énergie acoustique E étant libérée hors de la nacelle vers le fuselage en passant à l'intérieur de l'aile. Selon un mode de réalisation avantageux, l'extrémité extérieure de la conduite 5 débouche dans une chambre anéchoïque 9. L'énergie acoustique E est très fortement atténuée par les parois 90 de la chambre 25 anéchoïque, qui est représentée de forme parallélépipédique en Figure 9. Les surfaces des parois 90 sont de nature à limiter très fortement les réflexions acoustiques. Selon une alternative non représentée sur les figures en annexe, la nacelle 30 1 pourrait être fixée non pas sous une aile de l'aéronef, mais au-dessus d'une aile de l'aéronef, ou encore à l'arrière du fuselage. 15 Par ailleurs, un aéronef peut être équipé d'une ou plusieurs nacelles de turbomachine dotées d'une ou de plusieurs conduites d'évacuation REVENDICATIONS1. Nacelle (1) configurée pour recevoir une turbomachine (3), la nacelle comprenant une paroi annulaire (2) destinée à entourer au moins en partie la turbomachine (3), la paroi annulaire (2) définissant avec une paroi externe de la turbomachine (3) un conduit secondaire (4), caractérisée en ce qu'elle comprend une conduite (5) dont une première extrémité (50) débouche au sein du conduit secondaire (4), et dont une deuxième extrémité (52) débouche à l'extérieur de la nacelle, la conduite (5) mettant le conduit secondaire (4) en communication fluidique avec l'extérieur de la nacelle, la paroi intérieure (54) de la conduite (5) présentant, au niveau d'une jonction (51) avec la paroi annulaire (2), une variation progressive de section (S) transversale, l'impédance acoustique variant ainsi de façon continue entre l'intérieur du conduit secondaire (4) et l'intérieur de la conduite (5). 2. Nacelle selon la revendication 1, dans laquelle au niveau de la jonction (51) entre la conduite (5) et la paroi annulaire (2), la section transversale varie progressivement sur une longueur comprise entre 1 et 10 centimètres. 3. Nacelle selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle la paroi intérieure de la conduite (5) présente, au niveau de la jonction (51) avec la paroi annulaire (2), une courbure de type linéaire. 4. Nacelle selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle la paroi intérieure de la conduite (5) présente, au niveau de la jonction (51) avec la paroi annulaire (2), une courbure de type circulaire. 17 5. Nacelle selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle la paroi intérieure de la conduite (5) présente, au niveau de la jonction (51) avec la paroi annulaire (2), une courbure de type exponentiel. 5 6. Nacelle selon l'une des revendications 1 à 5, une section transversale de la conduite (5) étant sensiblement constante sur une partie centrale de la conduite, ladite section transversale étant comprise entre 300 nnnn2 et 300 cnn2. 10 7. Nacelle selon l'une des revendications 1 à 6, dans laquelle la paroi intérieure (54) de la conduite (5) présente, au niveau de la deuxième extrémité (52), une variation progressive de section (S') transversale. 15 8. Nacelle selon l'une des revendications 1 à 7, la conduite (5) étant en polymère. 9. Nacelle selon l'une des revendications 1 à 8, dans laquelle la paroi annulaire (2) est refermée, au niveau de la première extrémité 20 (50), par une plaque de matériau rigide et poreux, de préférence une toile métallique perforée. 10. Ensemble comprenant une nacelle (1) selon l'une des revendications 1 à 9 et une turbomachine (3) à l'intérieur de la 25 nacelle. 11. Aéronef comprenant un ensemble selon la revendication 10, la nacelle (1) étant fixée à une aile (7) de l'aéronef, ou étant fixée au fuselage (8) de l'aéronef. 30 18 12. Aéronef selon la revendication 11, dans lequel la conduite (5) de la nacelle (1) est positionnée de sorte que sa deuxième extrémité (52) débouche dans le milieu ambiant. 5 13. Aéronef selon la revendication 12, la nacelle (1) étant fixée sous une aile (7), la deuxième extrémité (52) de la conduite débouchant dans le milieu ambiant au-dessous d'une surface inférieure de l'aile. 10 14. Aéronef selon la revendication 13, la deuxième extrémité (52) présentant une orientation sensiblement perpendiculaire à la surface inférieure de l'aile, ou présentant une orientation sensiblement parallèle à ladite surface. 15 15. Aéronef selon la revendication 12, la nacelle (1) étant fixée sous une aile (7), la conduite (5) passant dans le volume intérieur de l'aile, la deuxième extrémité (52) de la conduite débouchant dans le milieu ambiant au-dessus d'une surface 20 supérieure de l'aile. 16. Aéronef selon la revendication 11, dans lequel la conduite (5) de la nacelle (1) est positionnée de sorte que sa deuxième extrémité (52) débouche à l'intérieur de l'aéronef, de 25 préférence à l'intérieur du fuselage. 17. Aéronef selon la revendication 16, dans laquelle la deuxième extrémité (52) de la conduite (5) débouche au sein d'une terminaison anéchoïque (9) dans le fuselage.