FR 2928137 A1 20090904 FR 0851337 A 20080229 Système de propulsion arrière d'avion fixé par poutres et avion comportant un tel système La présente invention appartient au domaine des avions propulsés par des réacteurs tels que les avions civils de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant au moins un moteur installé dans la partie arrière du fuselage afin de n'être utilisé que 5 dans certaines phases d'utilisation de l'avion au sol ou en vol. Pour des raisons de sécurité et afin de répondre aux exigences réglementaires de certification, les aéronefs de transport comportent deux ou plusieurs moteurs pour survivre aux cas de panne d'un moteur lors des 10 différentes phases de vol, décollage, croisière ou approche et atterrissage. Tout en respectant les critères de certification et les contraintes opérationnelles, le choix du nombre et des caractéristiques des moteurs est le résultat de compromis impliquant les performances, voulues ou exigées, de l'avion dans ses différentes phases de vol et dans les différentes situations 15 probables de fonctionnement des moteurs. Toutefois pour des raisons industrielles et opérationnelles les différents moteurs des avions en exploitation commerciale sont d'un même modèle ce qui présente des avantages sur le plan de la maintenance des moteurs mais ne présente pas forcément un optimum en terme de bilan de poussée, de masse 20 emportée pour la propulsion et de traînée aérodynamique. En outre pour assurer une production autonome d'énergie, électricité, air comprimé..., à bord de l'avion afin d'alimenter les différents systèmes de l'avion lorsque les moteurs sont à l'arrêt, au sol avant la mise en route des moteurs, ou de manière exceptionnelle en vol en cas de perte des générations sur les 25 moteurs, les avions civils comportent très fréquemment un groupe auxiliaire de puissance, généralement désigné APU pour Auxiliary Power Unit, dédié à ce service. Un inconvénient des systèmes APU vient de la masse qu'ils représentent et qui doit être transportée en permanence pour un usage principalement au sol. Une solution envisagée, présentée dans le brevet US6247668, consiste à utiliser un réacteur particulier pour assurer les fonctions de l'APU lorsqu'il est nécessaire de disposer d'une génération d'énergie autonome et pour fournir une force de propulsion complémentaire lorsqu'une telle force complémentaire peut s'avérer utile ou nécessaire. Le réacteur particulier n'est pas utilisé lorsque aucune source d'énergie ou de poussée additionnelle n'est nécessaire ce qui permet de maintenir le réacteur particulier à l'arrêt pour optimiser la consommation de carburant. Le réacteur particulier, désigné APTU, est installé dans la partie arrière du fuselage, en pratique sensiblement à l'emplacement de la majorité des APU sur les avions existants, de sorte qu'il génère une poussée orientée vers l'arrière de l'avion. Une entrée d'air pour alimenter l'APTU en forme d'écope sur le dessus du fuselage comporte une position fermée lorsque le réacteur APTU n'est pas allumé et ce réacteur APTU n'est pas nécessairement identique en poussée aux autres moteurs de propulsion ordinaires. Toutefois cette solution n'a jamais été mise en oeuvre sur un avion et, sauf à utiliser de relativement petits réacteurs plus proche d'un APU conventionnel que d'un réacteur, de nombreux problèmes d'installation mécanique et d'intégration aérodynamique se posent qui ne sont pas résolus aujourd'hui. La présente invention propose une architecture de moteur arrière installé à l'intérieur du fuselage d'un avion afin de constituer un moteur auxiliaire de propulsion et accessoirement un groupe de génération autonome de puissance. Plus particulièrement l'invention concerne une structure pour fixer un réacteur à l'intérieur de la partie arrière d'un fuselage d'avion qui est totalement contenu dans l'enveloppe du cône arrière de fuselage et qui permet de respecter les contraintes de sécurité en matière de fixation du réacteur en particulier en présence du risque d'éclatement moteur et permet un fonctionnement optimal du réacteur concerné sans pénalité aérodynamique pour l'avion lorsque le réacteur est à l'arrêt. Suivant l'invention le système de propulsion auxiliaire intégré dans le cône arrière du fuselage de l'avion comporte un réacteur auxiliaire, une structure porteuse à laquelle est fixée le réacteur auxiliaire et un dispositif d'arrivée d'air extérieur vers ledit réacteur. Afin de maintenir le réacteur auxiliaire dans la position souhaitée à l'intérieur du fuselage sans rendre difficile son montage et son démontage, la structure porteuse est essentiellement formée de poutres assemblées en porte à faux sur au moins une partie de leur longueur suivant la direction longitudinale du fuselage. Plus particulièrement : la structure porteuse est essentiellement formée de poutres et de cadres et ou de demi-cadres ; le réacteur auxiliaire est fixé à la structure porteuse par des poutres 15 latérales au réacteur de la structure porteuse ; les poutres sont solidaires des cadres et demi-cadres ; les poutres sont en porte à faux en arrière, suivant le sens de déplacement de l'avion en vol, d'un cadre en arrière duquel est fixé le moteur. 20 Dans ledit système de propulsion, les poutres latérales cheminent le long des parois à l'intérieur du cône arrière du fuselage afin de servir de structure sur laquelle des éléments de structure secondaire et des panneaux de revêtement de fuselage peuvent prendre appui et de telle sorte que les interférences mécaniques avec le dispositif d'arrivée d'air extérieur sont évitées pour permettre 25 le fonctionnement de systèmes mobiles d'entrées d'air et ne pas générer de perturbations aérodynamiques internes dans le dispositif d'arrivée d'air. Pour réaliser une structure porteuse apte à résister à des défaillances d'éléments primaires de la structure en question et pour permettre l'installation dans de bonnes conditions des systèmes utilisés par l'avion et par le réacteur 30 auxiliaire, chaque poutre latérale de la structure porteuse comporte deux éléments dits demi-poutres, une demi-poutre inférieure et une demi-poutre supérieure. Dans un exemple de cheminement des poutres, les demi-poutres d'une même poutre latérale sont séparées sur au moins une partie de sa longueur pour former une fourche en avant des fixations du réacteur aux poutres latérales pour répondre efficacement au besoin d'éviter les interférences mécaniques avec le dispositif d'arrivée d'air qui se trouve avantageusement à l'intérieur de la fourche formée. Pour augmenter la résistance et la rigidité de la structure porteuse et pour fixer des structures secondaires du cône arrière de fuselage, la structure porteuse comporte également une poutre supérieure sensiblement dans un plan de symétrie vertical longitudinal du fuselage, laquelle poutre supérieure pour des raisons essentiellement de sécurité comporte de préférence au moins deux demi-poutres assemblées. Pour les mêmes motifs, chacun des cadres ou demi-cadres de la structure porteuse comporte de préférence au moins deux éléments assemblés de formes 15 voisines pour créer une structure dite � fail-safe �. Dans un mode de réalisation des capots de réacteur sont articulés au niveau de la poutre supérieure et s'ouvrent vers le haut pour libérer le moteur, en permettre l'accès et en faciliter le montage et le démontage. Dans un autre mode de réalisation des capots de réacteur sont articulés 20 dans des parties avant des capots et s'ouvrent vers l'avant pour obtenir des avantages équivalents. Une rigidité importante de la structure porteuse et un transfert optimal des charges dues au réacteur auxiliaire en particulier sont obtenues en fixant les poutres ou demi-poutres à un cadre fort avant du fuselage qui correspond au 25 fond étanche de la cabine pressurisée du fuselage de l'avion. Afin d'optimiser l'installation des empennages de l'avion au niveau du cône arrière de fuselage les poutres latérales, ou leurs demi-poutres inférieures le cas échéant, sont agencées de sorte que la structure traversante de l'empennage horizontal traverse le cône arrière du fuselage sous les poutres ou 30 demi-poutres inférieures de la structure porteuse en ménageant les volumes nécessaires aux déplacements des éléments mobiles, et de préférence des empennages verticaux sont fixés aux extrémités de l'empennage horizontal pour éviter de déformer la structure porteuse du réacteur auxiliaire par l'introduction d'efforts dissymétriques. L'invention concerne avantageusement un avion comportant un tel système de propulsion, lequel système de propulsion auxiliaire permet d'optimiser la taille des moteurs de propulsion principaux de l'avion et de s'affranchir d'un dispositif spécifique de génération d'énergie auxiliaire APU pénalisant en dehors d'opérations réalisées essentiellement au sol. Le système de propulsion auxiliaire suivant l'invention est décrit en référence aux figures qui représentent schématiquement : figure 1 : une vue en perspective d'un avion suivant l'invention en configuration de vol en croisière ; figure 2 : une vue en perspective partiellement écorchée de la partie arrière de l'avion de la figure 1 avec une entrée d'air ouverte ; figure 3a : une vue en perspective de l'ensemble de poutres portant le réacteur auxiliaire ; Figure 3a1 : une vue en perspective d'un détail de fixation du réacteur ; figure 3b : une vue de profil de l'ensemble de poutres portant le réacteur 20 auxiliaire ; figure 3c : une vue de dessus de l'ensemble de poutres portant le réacteur auxiliaire ; figure 4a : une vue en perspective de l'ensemble de poutres sans le réacteur auxiliaire illustrant le principe des capots de réacteur 25 ouvrant vers le haut ; figure 4b : une vue en perspective de l'ensemble de poutres sans le réacteur auxiliaire illustrant le principe des capots de réacteur ouvrant sur les côtés ; figure 4c : une vue en perspective de l'ensemble de poutres illustrant le 30 principe de montage et de dépose du réacteur auxiliaire ; figure 5 : une vue en perspective écorchée du cône arrière de fuselage et des empennages. Dans un avion 1, présenté sur la figure 1, suivant l'invention un fuselage 2, de manière connue, comporte une partie centrale 21 sensiblement cylindrique qui est prolongée parune partie arrière 22 du fuselage dite cône arrière, arrière par rapport au sens de déplacement (matérialisé par une flèche orientée vers l'avant sur la figure 1) de l'avion en vol, dont des sections diminuent progressivement depuis une section de la partie cylindrique vers une section terminale arrière relativement réduite. Dans la description de l'invention il sera désigné par � avant � et par � arrière � la direction vers l'avant de l'avion suivant le sens de déplacement en vol et respectivement vers l'arrière suivant la direction opposée au sens de déplacement en vol. Plus particulièrement dans le système de propulsion auxiliaire suivant l'invention, la section terminale correspond à une section de sortie d'un réacteur auxiliaire 5 fixé à l'intérieur du cône arrière 22 comme illustré sur la figure 2, ledit réacteur auxiliaire étant utilisé en tant que moteur de propulsion dans un premier mode de fonctionnement et le cas échéant en tant que générateur d'énergie dans un second mode ou dans un mode mixte associant propulsion et génération d'énergie. Afin de maintenir le réacteur auxiliaire 5 sensiblement dans une direction axiale par rapport au fuselage 2, ou dans une direction voulue de la poussée pour des conditions particulières et qui peut être sensiblement écartée en particulier à piquer ou à cabrer de la direction axiale du fuselage, une structure porteuse 4, présentée sur les figures 3a à 3c, est formée d'un ensemble de poutres à laquelle le réacteur auxiliaire 5 est lui-même fixé. Le dit ensemble de poutres comporte essentiellement des poutres 41, 42, 43 longitudinales, c'est à dire des poutres dont la direction de la plus grande longueur est sensiblement orientée suivant des directions de génératrices d'une surface extérieure du fuselage 2 dans sa partie arrière 22. Suivant leurs longueurs, les poutres 41, 42, 43 s'étendent au moins depuis à l'avant un cadre fort arrière 23 du fuselage 2 situé en avant du réacteur auxiliaire 5 jusqu'à, à l'arrière, des fixations arrières 410, 420 du réacteur 7 auxiliaire 5 correspondants aux fixations les plus arrières sur ledit réacteur. Le cadre fort arrière 23 du fuselage correspond avantageusement au cadre sur lequel vient se raccorder une cloison pressurisée vers l'avant de laquelle se trouve une cabine de l'avion 1 dans laquelle de l'air est maintenu à une pression supérieure à la pression atmosphérique lors des vols en altitude. En pratique les poutres 41, 42, 43 n'ont pas d'exigence pour être arrêtées au niveau du cadre fort arrière 23 et ont de préférence des extensions, non représentées, plus en avant que le cadre fort arrière 23. De telles extensions ont pour objectif par exemple de répartir dans la 10 structure du fuselage des charges introduites par le fonctionnement et la masse du moteur. Le cas échéant des extensions, non représentées, plus en arrière que les fixations arrières 410, 420 supportent des structures secondaires, par exemple des demi-cadres sur lesquels prennent appui des capots ou des éléments de 15 revêtement de fuselage. Les poutres 41, 42, 43 sont également solidaires d'un ou plusieurs cadres arrières situés entre le cadre fort arrière 23 du fuselage et un plan situé en avant du réacteur auxiliaire 5, en particulier un plan correspondant à un cadre le plus arrière 24 (seul représenté sur les figures). 20 Les poutres 41, 42, 43 sont en porte à faux en arrière du cadre le plus arrière 24 comme illustré sur les figures 3a à 3c, c'est à dire que les dites poutres sont en porte à faux dans la zone du fuselage 2 dans laquelle est situé le réacteur auxiliaire 5. Avantageusement au moins un demi-cadre supérieur 25, seul demi-cadre 25 représenté sur les figures, maintient entre elles les poutres 41, 42, 43 dans la zone dans laquelle lesdites poutres sont en porte à faux, au moins à proximité de leurs extrémités arrières, au niveau des fixations arrières 410, 420 du réacteur. Par ailleurs les poutres sont situées en périphérie des différents cadres, c'est à dire proche de revêtements qui assurent la continuité aérodynamique du 30 fuselage 2 dans sa partie arrière 22 et qui viennent par exemple se fixer sur des structures secondaires, non représentées, prenant appui sur les dites poutres. Pour une meilleure visualisation de l'ensemble de poutres et de 8 l'installation du réacteur auxiliaire 5, les revêtements de la partie arrière du fuselage et les structures secondaires ne sont pas représentés sur les figures 3a, 3b et 3c. Pour fixer le réacteur auxiliaire 5 à la structure du fuselage 2 deux 5 poutres latérales 41, 42 sont agencées symétriquement par rapport à un plan de symétrie vertical du fuselage 2. Au niveau des fixations arrières 410, 420 et de fixations avant 411, 421 du réacteur auxiliaire 5, chaque poutre latérale est double afin d'assurer une redondance structurale suivant une conception dite � fail-safe � et se situe 10 sensiblement au niveau d'un plan de symétrie horizontal du réacteur auxiliaire 5. Pour les mêmes raisons de fiabilité de la structure, de préférence les cadres 24 et ou demi-cadres 25 ainsi que la poutre supérieure 43 sont également doublés suivant une conception � fail-safe �. De préférence, comme illustré sur les figures, en avant du réacteur 15 auxiliaire 5, les parties formant une poutre latérale 41, 42 suivant la conception � fail-safe � sont séparées en une demi-poutre supérieure 413, respectivement 423, et une demi-poutre inférieure 412, respectivement 422, qui sont fixées au niveau du cadre fort arrière 23 du fuselage en des emplacements distants ce qui a pour effet d'augmenter la rigidité de l'ensemble de poutres et de faciliter 20 l'installation des systèmes nécessaires au réacteur auxiliaire 5 ou à l'avion 1. En particulier les parties avant 412, 413 d'une part et 422, 423 d'autre part des poutres latérales se séparent en formant des fourches qui permettent sans interférence mécanique pénalisante d'installer des systèmes nécessaires au fonctionnement du moteur, par exemple un système d'entrée d'air, ou à l'avion, 25 par exemple un ensemble d'empennages. Dans une forme non représentée de réalisation, les demi-poutres des poutres latérales 41, 42 restent jointives sur sensiblement toute leur longueur dans la zone en arrière du cadre arrière 23. Dans ce cas chaque poutre latérale suit un cheminement inférieur ou supérieur correspondant par exemple à un des 30 cheminements définis par les demi-poutres formant une fourche dans le mode de réalisation décrit précédemment pour éviter des interférences mécaniques avec les autres systèmes. 9 Dans l'exemple illustré le réacteur auxiliaire 5 est un réacteur à taux de dilution élevé comportant une soufflante avant dans un carter de soufflante et un générateur de gaz arrière. Le réacteur 5 comporte à l'avant des attaches latérales 411, 421 reprises sur le carter de soufflante et à l'arrière des attaches latérales 410, 420 reprises sur la partie générateur de gaz, montage qualifié de type �attaches fan � en raison des attaches 411, 421 avant sur le carter de soufflante. D'autres solutions non représentées pour fixer le réacteur auxiliaire 5 aux poutres latérales 41, 42 sont possibles, notamment une solution dans laquelle les attaches avant 411, 421 sont reprises sur le générateur de gaz, montage qualifié de type � attaches core �. Un exemple d'une fixation du réacteur auxiliaire 5 est présenté sur le détail de la figure 3a1. Une telle fixation comporte un ensemble de bielles et de chapes de reprise des différents efforts devant être transmis entre le moteur et la structure de l'avion par ladite fixation. Avantageusement, ce type d'attache, associé aux structures doublées des poutres et demi-cadres, répond aux conditions de sécurité de conception dite� Fail-safe �. Le choix de poutres latérales 41, 42 et de demi-cadres 25 en arrière du cadre arrière 24, pour fixer le réacteur auxiliaire 5 à l'intérieur du fuselage 2 permet de maintenir sous le réacteur 5 un espace libre d'obstacle qui rend possible des opérations de montage du réacteur et des opérations de dépose du réacteur par gravité, sans outillage complexe et sans démontage de structures. Dans la zone du réacteur auxiliaire 5, la continuité aérodynamique du fuselage 2 est assurée par des éléments mobiles 26 formants des capots de moteur, de préférence articulés. Extérieurement les dits capots, ont une géométrie conforme à la géométrie voulue pour le cône arrière 22 de fuselage lorsque les capots 26 sont en position fermée. Intérieurement les dits capots ont une géométrie, non représentée sur les figures, qui correspond à la géométrie des canaux aérodynamiques de I 'écoulement interne du flux de la soufflante du réacteur 5 lorsque les capots 26 sont en position fermée. Les capots sont par exemple, comme illustré sur la figure 4a, articulés 10 au-dessus du réacteur auxiliaire au niveau de la poutre supérieure 43 sensiblement dans le plan de symétrie verticale du fuselage 2 et du réacteur, les capots 26 s'ouvrant vers le haut. La poutre supérieure 43, de préférence d'une conception similaire aux poutres latérales 41, 42, donc constituée d'au moins deux demi-poutres jointives 43a, 43b au moins partiellement, est fixée au cadre fort arrière 23 du fuselage et aux autres cadres arrières 24 et aux demi-cadres 25, et participe à la résistance structurale et à la rigidité de l'ensemble de poutres 4. Dans un autre exemple de réalisation des capots, illustré sur la figure 4b, 10 les capots 26 sont articulés à proximité du cadre 24 le plus arrière situé en avant du réacteur 5, les capots 26 s'ouvrant vers l'avant. Dans tous les cas lorsque les capots 26 sont ouverts, il est possible pour un opérateur de réaliser des opérations de maintenance ordinaire sur le réacteur auxiliaire 5 et ledit réacteur se trouve dégagé de tout obstacle pour pouvoir être 15 déposé par gravité. Lors d'une opération de montage ou de dépose du réacteur auxiliaire 5, ledit réacteur est avantageusement descendu par des systèmes de palans 6 fixés aux poutres latérales 41, 42 ou supérieure 43 ou au demi-cadre arrière 25 comme illustré sur la figure 4c. 20 Le réacteur auxiliaire 5 dans le fuselage 2 est associé à un dispositif 7, illustré sur la figure 2, d'arrivée de l'air devant alimenter ledit réacteur. Le dispositif 7 d'arrivée d'air comporte des entrées d'air latérales 51a, 51b comportant chacune au moins deux positions : une position dite fermée, illustrée sur la figure 5 pour l'entrée 25 d'air visible sur la figure ; une position dite ouverte, illustrée sur la figure 2 pour l'entrée d'air 51a. Le dispositif 7 d'arrivée d'air comporte également un canal aérodynamique associé à chaque entrée d'air se rejoignant en un canal commun 30 aux entrées d'air en avant du cadre le plus arrière 24 situé en avant du réacteur 5 et une jupe de raccordement 74 entre ledit cadre arrière et un plan d'entrée du réacteur auxiliaire 5. 11 Dans un mode de réalisation préféré, la jupe de raccordement 74 est intimement fixée au moteur auxiliaire 4 et reste ainsi liée audit moteur lorsque celui-ci est démonté comme illustré sur la figure 4c. Dans la position fermée, illustrée sur la figure 1, des entrées d'air latérales 51a, 51b, le réacteur auxiliaire 5 n'est pas alimenté en air. Les dites entrées d'air latérales sont obturées et la surface extérieure du fuselage 2 correspond sensiblement à une surface du fuselage dans la continuité des parois fixes dudit fuselage comme illustré sur la figure 1. Comme illustré sur les figures 2 et 5 partiellement écorchées, chaque entrée d'air latérale 51a, 51b est agencée entre la demi-poutre latérale supérieure 413, respectivement 423, et la demi-poutre latérale inférieure 412, respectivement 422, du coté du fuselage 2 correspondant. Par l'agencement des demi-poutres l'écoulement aérodynamique dans les canaux aérodynamiques d'entrée d'air n'est pas perturbé par la présence d'obstacles que les poutres ou demi-poutres auraient constitués si les dites poutres avaient traversé les dits canaux, et des écopes 71a, 71b ou d'autres éléments mobiles des entrées d'air se trouvent avantageusement placés entre les demi-poutres 412, 413, respectivement 422, 423. Comme illustré sur la figure 5, la position en hauteur par rapport au fuselage 2 des demi-poutres latérales inférieures 412, 422, entre le cadre fort arrière 23 du fuselage et le cadre 24 le plus arrière en avant du moteur auxiliaire 5, est tel qu'un espace suffisant à l'intérieur du fuselage est disponible sous les demi-poutres inférieures 412, 422 pour une structure traversante d'un empennage horizontal 8 de l'avion 1, et le cas échéant dispose d'un espace, matérialisé par un cadre repéré 81 sur la figure 5, nécessaire aux débattements de parties mobiles dudit empennage. Cette zone du cône arrière 22 est également conformée pour déterminer une surface commune entre le cône arrière 22 et l'empennage horizontal 8. Cette surface assure l'étanchéité entre le cône arrière et l'empennage horizontal 8, lorsque la position dudit empennage est modifié. Dans un tel agencement, l'empennage horizontal 8 et la structure traversante associée sont placés devant le réacteur auxiliaire 5 et se trouvent en dehors de zones d'éclatement dudit réacteur dont les débris risqueraient d'endommager l'empennage 8 et ou des gouvernes de cet empennage. En outre un tel agencement évite les interférences mécaniques entre les entrées d'air latérales 51a, 51b et des mécanismes des écopes 71a, 71b d'une part et l'empennage horizontal 8 et sa structure traversante d'autre part. De manière avantageuse, comme illustré sur les figures, des empennages verticaux 82 sont fixés sensiblement à des extrémités en envergure de l'empennage horizontal 8 formant un empennage dit en H. Cette architecture d'empennages permet également de ne pas introduire d'efforts particuliers dissymétriques dans la zone de la structure de poutres 4 à laquelle est fixé le réacteur auxiliaire 5, ce qui serait le cas avec une dérive verticale dans le plan de symétrie vertical du fuselage 2, efforts dissymétriques qui seraient susceptibles de déformer le réacteur et de nuire à son fonctionnement optimal. La mise en oeuvre d'une architecture comportant un réacteur auxiliaire 5 conforme à l'invention permet d'optimiser le choix des réacteurs principaux de propulsion, par exemple des réacteurs 52a, 52b fixés sous des ailes comme dans l'exemple d'avion illustré sur la figure 1, en fonction de conditions de vol ordinaires et non plus de conditions critiques dans lesquelles le réacteur auxiliaire 5 est mis en oeuvre. Les moteurs principaux de propulsion 52a, 52b sont donc d'une poussée nominale réduite comparativement au cas d'une conception sans réacteur auxiliaire ce qui a pour effet de réduire les dimensions et la masse des dits réacteurs principaux et par effet induit le niveau de bruit émis par les dits réacteurs et la consommation de carburant en croisière de l'avion 1. Les caractéristiques du réacteur auxiliaire 5 sont alors déterminées pour répondre à des conditions de vol particulières exigeant une poussée disponible supérieure à la poussée pouvant être fournie par les réacteurs principaux de propulsion 52a, 52b. Par exemple les réacteurs principaux de propulsion 52a, 52b sont déterminés, en particulier vis à vis de la poussée fournie, pour optimiser les conditions de vol en croisière et le réacteur auxiliaire 5 est déterminé pour apporter la poussée complémentaire nécessaire dans des situations particulières, par exemple une phase de décollage pour répondre à une exigence de panne d'un moteur pendant cette phase de vol, ou des contraintes de fin de montée à une altitude de croisière, ou encore des plafonds opérationnels avec un moteur en panne. Suivant cette architecture le moteur auxiliaire 5 n'est pas nécessairement identique aux moteurs principaux de propulsion 52a, 52b et de manière générale sa poussée nominale est inférieure, mais non nécessairement, à celle des dits moteurs principaux, et évite l'installation d'un groupe auxiliaire de puissance spécifique. Le résultat est un avion 1 moins bruyant du fait que la poussée totale installée pour les phases de décollage est inférieure à celle obtenue pour une conception conventionnelle et du fait que le réacteur auxiliaire 5 intégré dans le fuselage 2 est lui-même moins bruyant du fait de son installation. En effet, d'une part les entrées d'air latérales 51a, 51b par leur géométrie internes autorisent un traitement acoustique efficace qui limite le rayonnement du bruit émis par la soufflante vers l'avant et l'installation du réacteur dans le cône arrière 22 du fuselage permet de mettre en oeuvre une tuyère longue 53 à la sortie arrière du réacteur auxiliaire 5, tuyère longue qui est favorable à une réduction du bruit émis par le jet 54 du réacteur. L'invention permet de réaliser un avion optimisé vis à vis de l'ensemble propulsif comportant un réacteur intégré dans le fuselage arrière de l'avion uniquement dans des phases de vol où une poussée additionnelle est nécessaire. REVENDICATIONS 1 û Système de propulsion auxiliaire d'un avion (1) intégré dans un cône arrière (22) d'un fuselage (2), ledit système de propulsion comportant un réacteur auxiliaire (5), une structure porteuse (4) à laquelle est fixé ledit réacteur, un dispositif d'arrivée d'air extérieur (7) vers ledit réacteur caractérisé en ce que la structure porteuse (4) est essentiellement formée de poutres (41, 42, 43), les dites poutres étant assemblées en porte à faux sur au moins une partie de leur longueur suivant une direction sensiblement longitudinale du fuselage (2). 2 û Système de propulsion suivant la revendication 1 dans lequel : la structure porteuse (4) essentiellement formée de poutres (41, 42, 43) comporte des cadres (23, 24) et ou des demi-cadres (25); le réacteur auxiliaire (5) est fixé à la structure porteuse (4) par des poutres (41, 42) latérales au dit réacteur de ladite structure porteuse; les poutres (41, 42, 43) sont solidaires des cadres (23, 24) et ou demi-cadres (25) ; les poutres sont en porte à faux en arrière, suivant un sens de déplacement de l'avion en vol, d'un cadre (24) en arrière duquel cadre est fixé le réacteur auxiliaire 5. 3 Système de propulsion suivant la revendication 2 dans lequel les poutres latérales (41, 42) cheminent dans le cône arrière (22) à proximité de revêtements du fuselage (2) de telle sorte que des interférences mécaniques avec le dispositif d'arrivée d'air extérieur (7) sont évitées. 4 û Système de propulsion suivant la revendication 3dans lequel chaque poutre latérale (41, 42) de la structure porteuse (4) comporte deux éléments, dits demi-poutres, une demi-poutre inférieure (412, 422) et une demi-poutre supérieure (413, 423), séparées sur au moins une partie de sa longueur en avant, suivant le sens de déplacement de l'avion en vol, de fixations du réacteur (5) aux poutres latérales (41, 42). 15 5û Système de propulsion suivant la revendication 4dans lequel la structure porteuse (4) comporte une poutre supérieure (43) sensiblement dans un plan de symétrie vertical longitudinal du fuselage (2). 6- Système de propulsion suivant la revendication 5dans lequel la poutre supérieure (43) comporte au moins deux demi-poutres (43a, 43b) assemblées et ou tout ou partie des cadres (23, 24) et ou tout ou partie des demi-cadres (25) comportent chacun au moins deux éléments assemblés de formes voisines. 7û Système de propulsion suivant la revendication 6 comportant des capots (26) de réacteur articulés au niveau de la poutre supérieure (43) et s'ouvrant vers le haut ou articulés dans des parties avant des dits capots et s'ouvrant vers l'avant. 8 û Système de propulsion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les poutres (41, 42, 43) ou demi-poutres (412, 413, 422, 423) sont fixées à un cadre fort avant (23) du fuselage, ledit cadre fort correspondant à un fond étanche de cabine pressurisée du fuselage (2) de l'avion (1). 9 û Système de propulsion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les poutres (41, 42) sont agencées de sorte qu'une structure traversante d'un empennage horizontal (8) traverse le cône arrière du fuselage (22) sous les dites poutres. 10 û Avion comportant un système de propulsion conforme à l'une des revendications 1 à 9.