FR 3108097 A1 20210917 FR 2002388 A 20200310 La présente invention concerne un dispositif de positionnement (20) pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef, le dispositif (20) comportant un corps (22) de forme allongée dont une extrémité (24) longitudinale forme une pointe, le corps (22) étant configuré pour être fixé à un premier élément et à être engagé dans un orifice d’un second élément, et l’extrémité en pointe (24) étant configurée pour faciliter et guider l’insertion du corps (30) dans l’orifice de ce second élément, le corps (22) comprend une embase (30) de fixation audit premier élément et une pointe (40) rapportée et fixée sur cette embase (30) pour former ladite extrémité en pointe (24), cette pointe (40) étant réalisée dans un matériau moins dur que celui de l’embase (30). Figure pour l'abrégé: Figure 4 DISPOSITIF DE POSITIONNEMENT POUR UN CAPOT DE NACELLE D’UN ENSEMBLE PROPULSIF D’AERONEF Domaine technique de l'invention Le domaine de la présente invention est celui des ensembles propulsifs, par exemple pour un aéronef, comprenant une turbomachine et une nacelle entourant la turbomachine. La présente invention a notamment pour objet un dispositif de positionnement pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif, en particulier d’aéronef. Arrière-plan technique Il est connu de l’état de la technique, tel qu’illustré sur la figure 1, un ensemble propulsif 10, en particulier d’aéronef, comportant une turbomachine 12 et une nacelle 14 configurée pour se fixer autour de la turbomachine 12. De manière générale, une turbomachine 12 s’étend suivant un axe longitudinal X et comprend plusieurs modules comportant, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz, une soufflante 4, un ou plusieurs étages de compresseurs (par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression), une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbine (par exemple, une turbine haute pression et une turbine basse pression), et une tuyère d’échappement des gaz. Sur la figure 1, des carters annulaires 1, 5 peuvent s’étendre autour de la soufflante 4 et du moteur de la turbomachine 12. De manière classique, la nacelle 14 s’étend également suivant un axe longitudinal qui correspond à l’axe X de la turbomachine 12. La nacelle peut comprendre un ou plusieurs capots fixés sur au moins un des carters annulaires de la turbomachine. La nacelle est ainsi un élément de carénage permettant de protéger la turbomachine. Sur la figure 1, la nacelle 14 comprend, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz, une structure annulaire d’entrée d’air 6, une paire de capots (ou des demi-capots) 7 entourant la soufflante 4, une paire de capots 8 d’inverseur de poussée dans laquelle se trouve le moteur de la turbomachine, et une tuyère 9. Les paires de capots de soufflante 7, par exemple un premier et un second capots, sont sous une forme générale de demi-cylindre. Ces capots 7 sont généralement montés mobiles en rotation sur une suspension 3 (par exemple un mât d’aéronef) d’une structure d’aéronef 2 (par exemple une aile d’aéronef), de manière à pouvoir se déplacer chacun entre une position ouverte et une position fermée. Ainsi, pour permettre la maintenance, les capots de soufflante peuvent être basculés vers le haut dans une position ouverte. Lorsque l’aéronef est opérationnel, les capots de soufflante sont fermés et leurs bords inférieurs sont reliés entre eux par des moyens de verrouillage. De manière classique, un capot de soufflante comprend un dispositif de positionnement (également nommé par «doigt d’indexation») qui est notamment une retenue axiale. Ce dispositif permet la bonne mise en position du capot sur le carter annulaire de la soufflante avant de verrouiller l’ensemble (par exemple par des fixations de type boulons). En référence à la figure 2, un tel dispositif de positionnement 20’ comprend un corps 22’ de forme allongée dont une extrémité longitudinale 24’ est en forme de pointe. Le corps 22’ comprend un filetage à une extrémité 26’ opposée à l’extrémité 24’ en pointe. Le corps 22’ comprend en outre une collerette annulaire externe 28’. Le dispositif 20’ est fixé dans un organe de verrouillage 70 d’une des paires de capots 7 de soufflante. L’organe 70 comprend une bride 72 de fixation du dispositif 20’, cette bride 72 s’étendant radialement vers l’extérieur du capot 7. La bride 72 comprend un orifice 74 de réception du corps 22’ qui est logé dans l’orifice 74 jusqu’à la mise en butée de la collerette 28’ sur une des deux faces 720a de la bride 72. Un écrou 76 est vissé sur l’extrémité 26’ du corps 22’ et prend appui sur l’autre des faces 720b de la bride 72. Lorsqu’un opérateur ferme le capot 7 de soufflante, l’extrémité 24’ en pointe de chaque dispositif 20’ vient se loger dans un organe de support 50 du carter de soufflante 5. Ceci permet notamment de verrouiller axialement le capot 7 sur le carter 5. Pour cela, l’organe de support 50 s’étend radialement vers l’extérieur du carter 5 et en direction du capot 7. L’organe 50 comprend deux pattes 56, 58 reliées entre elles par un pontet 52 sensiblement perpendiculaire aux pattes 56, 58 (visible sur la figure 3). Le pontet 52 comprend un orifice 54 destiné à recevoir l’extrémité 24’ en pointe du dispositif 20’. Cette extrémité 24’ en pointe a pour but de faciliter et de guider le dispositif 20’ dans l’orifice 54 lors de son insertion. Dans la technique actuelle, le dispositif 20’ est formé d’une seule pièce en acier. Une telle configuration du dispositif présente plusieurs inconvénients. En référence à la figure 3, durant les phases de fermeture du capot de soufflante 7 sur le carter de soufflante 5, l’extrémité 24’ en pointe du dispositif 20’ peut ne pas être alignée avec l’orifice 54 de l’organe de support 50 du carter 5. Dans ce cas et sachant que ces phases de fermeture et d’ouverture du capot de soufflante 7 sont réalisées manuellement, l’extrémité 24’ en pointe du dispositif 20’ peut venir au contact des pièces voisines 80 à l’organe de support 50 du carter 5 et ainsi endommager ces pièces voisines 80 de façon irréversible. Ce mauvais alignement peut également empêcher le verrouillage du capot de soufflante sur le carter de la soufflante. Dans ce contexte, il est nécessaire de proposer une solution permettant de pallier les inconvénients de l’art antérieur, notamment en proposant un dispositif de positionnement pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif qui est fiable et compatible de l’encombrement disponible et des spécifications de maintenance et de réparation. La présente invention propose ainsi un dispositif de positionnement pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef, le dispositif comportant un corps de forme allongée dont une extrémité longitudinale formant une pointe, le corps étant configuré pour être fixé à un premier élément et à être engagé dans un orifice d’un second élément, et l’extrémité en pointe étant configurée pour faciliter et guider l’insertion du corps dans l’orifice de ce second élément. Selon l’invention, le corps comprend une embase de fixation audit premier élément et une pointe rapportée et fixée sur cette embase pour former ladite extrémité en pointe, cette pointe étant réalisée dans un matériau moins dur que celui de l’embase. Le dispositif selon l’invention propose ainsi de dissocier la pointe du reste du corps afin de réaliser cette pointe dans un matériau moins dur que le reste du corps (à savoir l’embase). De cette façon, la pointe est apte à se comprimer ou se déformer au moins en partie contre une des pièces voisines pour ne pas les endommager lors de la trajectoire des capots de la nacelle au moment de leur fermeture sur le carter de la turbomachine. Dans la présente demande, on entend par un matériau moins dur, un matériau qui a une dureté, par exemple Shore A inférieure à celle du matériau de l’embase du corps. Cette embase peut être métallique et donc la pointe peut être réalisée dans un matériau moins dur, tel qu’un matériau plastique ou composite par exemple. Avantageusement, la pointe de l’invention a une dureté Shore A inférieure à la dureté Shore des pièces voisines du carter de turbomachine mentionnées dans l’arrière-plan technique de la présente demande. La présente invention permet ainsi d’autoriser un contact entre la pointe et les pièces environnantes sans les endommager, tout en conservant une de ces fonctions qui est de guider et d’aligner l’insertion du corps du dispositif dans l’orifice précité du carter. Ceci permet donc de procéder au verrouillage du capot de nacelle sur le carter de la turbomachine sans endommager les pièces voisines du carter. Par ailleurs, la pointe de l’invention présente également comme avantage de se fixer ou se détacher facilement de l’embase du dispositif. Ceci permet de changer et réparer sans difficulté en cas d’usure de la pointe. L’invention présente par conséquent l’avantage de reposer sur une conception simple, offrant une très grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement. Le dispositif de positionnement selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres: - la pointe est amovible, - la pointe comprend un alésage axial interne dans lequel est monté une bague de fixation de la pointe sur l’embase, - ladite bague comprend un filetage interne de vissage sur un filetage externe de l’embase, - la pointe comprend une première extrémité de plus petit diamètre qui est arrondie et une seconde extrémité opposée de plus grand diamètre qui comprend une face radiale d’appui sur un épaulement cylindrique de l’embase, - la pointe est réalisée en élastomère, silicone, caoutchouc ou polytétrafluoroéthylène PTFE, - l’embase est réalisée en matériau composite ou métallique, - l’embase est fixée à la pointe par vissage ou par collage. L’invention a également pour objet un capot de nacelle pour un ensemble propulsif d’aéronef, le capot comprenant au moins un premier élément configuré pour être assemblé sur un second élément d’un carter annulaire de la turbomachine, caractérisé en ce que ledit premier élément est équipé du dispositif de positionnement selon l’une des particularités de l’invention. Ledit dispositif est apte à se loger dans l’orifice du second élément, de façon à verrouiller le capot sur le carter. L’invention a également pour objet un ensemble propulsif pour un aéronef comportant une turbomachine configurée pour être fixée à une structure de l’aéronef, et une nacelle configurée pour entourer la turbomachine. La nacelle comprend un capot selon l’invention qui est fixé sur à un carter annulaire de la turbomachine. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels: la figure 1 est une vue schématique en perspective éclatée d’un ensemble propulsif et une partie d’un aéronef, la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale du dispositif de positionnement de l’art antérieur qui est assemblé sur un capot de soufflante et un carter de soufflante de l’ensemble propulsif de la figure 1, la figure 3 est une vue schématique du dispositif de la figure 2 venant percuter une pièce voisine au carter de soufflante, la figure 4 est une vue schématique en perspective du dispositif de positionnement et de retenue complet selon l’invention, la figure 5 est une vue schématique en perspective d’une embase du dispositif de la figure 4, la figure 6 est une vue schématique en perspective d’une pointe et d’une bague du dispositif de la figure 4, la figure 7 est une vue schématique en perspective arrière de la pointe et de la bague de la figure 6. Description détaillée de l'invention Par convention dans la présente demande, les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont définis radialement par rapport à un axe longitudinal X du moteur d’aéronef de la turbomachine. Ainsi, un cylindre s'étendant selon l'axe X du moteur comporte une face intérieure tournée vers l'axe du moteur et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. On entend par «axial» ou «axialement» toute direction parallèle à l’axe X. De même, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation de l'air dans la turbomachine. La figure 1 montre un ensemble propulsif 10, en particulier d’aéronef, comportant une turbomachine 12 et une nacelle 14, tel que décrit précédemment dans l’arrière-plan technique de la présente demande. La turbomachine 12, en particulier d’aéronef, peut être un turboréacteur ou un turbopropulseur. Les figures 2 et 3, illustrant un dispositif de positionnement 20’ selon l’art antérieur, ont été décrites ci-dessus dans l’arrière-plan technique de la présente demande. Un mode de réalisation d’un dispositif de positionnement et de retenue 20 pour un capot 7 de nacelle d’un ensemble propulsif 10 selon l’invention, est représenté schématique sur les figures 4 à 7. En référence à la figure 4, le dispositif 20 a une forme de révolution s’étendant autour d’un axe longitudinal Y qui peut être sensiblement perpendiculaire ou incliné à l’axe X de la turbomachine 12 ou de l’ensemble propulsif 10. Le dispositif 20 comprend un corps 22 de forme allongée dont une extrémité 24 longitudinale forme une pointe. Dans l’exemple des figures 2 et 3, le corps 22 est configuré pour être fixé à un premier élément et pour être engagé au moins en partie dans un orifice d’un second élément. L’extrémité 24 en pointe est configurée pour faciliter et guider l’insertion du corps 22 dans l’orifice du second élément. L’une des particularités de l’invention est que le corps 22 comprend une embase 30 de fixation au premier élément et une pointe rapportée et fixée de façon amovible sur cette embase 30 pour former l’extrémité 24 en pointe. L’embase 30 est fixée sur la pointe 40 suivant un plan de liaison P qui est sensiblement perpendiculaire à l’axe Y. En référence à la figure 5, l’embase 30 du dispositif 20 s’étend autour et le long de l’axe Y. L’embase 30 comprend un premier tronçon 34, un second tronçon 33 qui est opposée au premier tronçon 34 et un tronçon intermédiaire 35 qui relie les tronçons 33, 34 entre eux. Sur l’exemple, le premier tronçon 34 est de plus petit diamètre par rapport au tronçon intermédiaire 35 qui est lui-même est de plus petit diamètre par rapport au second tronçon 33. Le premier tronçon 34 peut comprendre un filetage. Le tronçon intermédiaire 35 comprend une collerette annulaire externe 36 à la jonction des tronçons 33, 35. Le second tronçon 33 comprend un épaulement cylindrique 31 et une extrémité opposée à l’épaulement 31 qui est reliée donc à la collerette 36. L’épaulement 31 définit une surface annulaire s’étendant dans le plan P. Sur la figure 5, l’embase 30 comprend également une extension axiale ou tige 32 qui s’étend depuis l’épaulement 31. La tige 32 s’étend axialement le long de l’axe Y. La tige 32 comprend une surface externe pouvant être filetée 320. Le second tronçon 33 peut comprendre également un orifice 37 configuré pour recevoir un outil adapté pour la préhension et le montage du dispositif 20 dans ou hors du capot 7 de la nacelle 14 (figure 2). Sur l’exemple, les tronçons 33, 34, 35, 36 et la tige 32 de l’embase 30 sont formés en une seule pièce. L’embase 30 peut être réalisée dans un matériau rigide ou dur, tel qu’en métal (par exemple, en acier). En référence aux figures 6 et 7, la pointe 40 est centrée autour de l’axe Y et s’étend entre une première extrémité 43 et une seconde extrémité 44 opposée. La première extrémité 43 correspond au sommet de la pointe et est de plus petit diamètre par rapport à la seconde extrémité 44. De préférence, la première extrémité 43 est à bout arrondi en portion de sphère par lequel passe l’axe Y du dispositif 20. La seconde extrémité 44 est de plus grand diamètre par rapport à la première extrémité 43. Cette seconde extrémité 44 comprend une face radiale d’appui 41. Cette face radiale d’appui 41 passe par le plan P et est configurée pour venir en appui contre l’épaulement 31 de l’embase 30. La pointe 40 peut également comprendre un alésage axial interne 42 de forme générale cylindrique ou tronconique. L’alésage 42 s’étend de la face radiale d’appui 41 jusqu’en direction de la première extrémité 43 de la pointe. Plus particulièrement, l’alésage 42 s’étend entre le plan P et un plan P1. Le plan P1 est sensiblement perpendiculaire à l’axe Y et du côté de la première extrémité 43. Les plans P et P1 peuvent être distincts et à une longueur comprise entre un tiers et deux tiers de la longueur totale de la pointe. La longueur de la pointe est mesurée depuis la face radiale d’appui 41 (ou le plan P correspond à une longueur nulle) jusqu’à la première extrémité 43 de la pointe. Sur l’exemple, l’alésage 42 est cylindrique et s’étend entre le plan P et le plan P1 qui est sensiblement à deux tiers de la longueur totale de la pointe. L’alésage 42 peut comprendre une surface interne 46 de centrage qui est cylindrique. Cette surface de centrage 46 s’étend entre le plan P et un plan P2. Le plan P2 est sensiblement perpendiculaire à l’axe Y. Le plan P2 est disposé entre le plan P et le plan P1. Sur la figure 5 et de façon non-limitative, le plan P2 est sensiblement à un tiers de la longueur totale de la pointe. L’alésage 42 peut comprendre une surface interne 48 de logement qui est cylindrique ou tronconique. La surface de logement 48 peut être de même diamètre que la surface de centrage 46 lorsque l’alésage 42 est de forme cylindrique ou de diamètre plus petit que celui de la surface de centrage 46 lorsque l’alésage 42 est de forme tronconique. Cette surface de logement 48 s’étend entre le plan P2 et un plan P3 qui est sensiblement perpendiculaire à l’axe Y. Le plan P3 est disposé entre le plan P2 et le plan P1. Sur la figure 6 et de façon non-limitative, le plan P3 est sensiblement à la moitié de la longueur totale de la pointe. Une autre des particularités de l’invention est que la pointe 40 est réalisée dans un matériau moins dur que celui de l’embase 30. La dureté de la pointe peut être mesurée par rapport à l’échelle de Shore A. Par exemple, la pointe 40 peut être en élastomère, en silicone, en polytétrafluoroéthylène (PTFE) ou en caoutchouc. En référence également aux figures 6 et 7, le dispositif 20 peut comprendre en outre une bague 60 de fixation de la pointe 40 sur l’embase 30. Pour cela, la bague 60 est montée dans l’alésage 42 de la pointe. La bague 60 s’étend également autour de l’axe Y. La bague 60 comprend une première portion cylindrique 66 et une seconde portion annulaire 68 de plus petit diamètre. Les portions 66, 68 de la bague 60 sont monoblocs. La première portion 66 s’étend sensiblement entre les plans P et P2. Cette première portion 66 est configurée pour être complémentaire avec la surface de centrage 46 de l’alésage 42 de la pointe. La seconde portion 68 s’étend sensiblement entre les plans P2 et P3. Cette seconde portion 68 est configurée pour se loger dans la surface de logement 48 de l’alésage 42 et en direction de la première extrémité 43 de la pointe 40. La bague 60 comprend également une surface interne comportant un filetage 620. Sur les exemples et de façon non-limitative, la bague 60 s’étend entre les plans P et P3. Avantageusement, la bague 60 est de type auto-freiné. La bague 60 peut être réalisée dans un matériau plus dur par rapport à la pointe 40, tel qu’en métal (par exemple, en acier). En référence à la figure 4, la présente demande décrit maintenant la fixation de la pointe 40 sur l’embase 30 par l’intermédiaire de la bague 60 suivant le plan de liaison P. En premier lieu, la bague 60 est montée dans l’alésage 42 de la pointe 40. Pour cela, la portion annulaire 68 de la bague se loge dans la surface de logement 48 de l’alésage 42 de la pointe. Puis, la portion cylindrique 66 de la bague s’insère de façon complémentaire dans la surface de centrage 46 de l’alésage 42 de la pointe. En second lieu, l’embase 30 est fixée dans l’alésage 42 de la pointe 40. Pour cela, la tige 42 de l’embase est fixée dans la bague 60, par vissage des filetages 320, 620, jusqu’à ce que l’épaulement 31 de l’embase soit en butée contre la face radiale d’appui 41 de la pointe dans le plan de liaison P. Cette configuration permet notamment d’aligner la pointe sur l’embase. En variante, l’embase 30 peut être fixée sur la pointe par collage ou par une vis type pointeau par exemple. La présente invention concerne également un capot 7 d’une nacelle 14 pour un ensemble propulsif 10, en particulier d’aéronef. Ce capot 7 comprend un premier élément 70 qui est configuré pour être assemblé, particulièrement de façon amovible, sur un second élément 50 d’un carter annulaire 5 d’une turbomachine 12. Le premier élément 70 peut être un organe de verrouillage du capot 7. Le second élément 50 peut être un organe de support du carter 5. Le capot 7 est équipé du dispositif 20 de l’invention. Le dispositif 20 est apte à se loger dans un orifice 54 du second élément 50 du carter 5 pour verrouiller le capot 7 sur le carter 5. Ainsi, le dispositif 20 est également adapté pour être installé dans le capot 7 de la nacelle 14 et le carter 5 de la turbomachine 12 tel qu’illustré sur la figure 2. En effet, telle que décrite précédemment dans l’arrière-plan technique de la présente demande en référence à la figure 2, la première portion 34 de l’embase est fixée dans un orifice 74 de l’organe de verrouillage 70 du capot 7. La seconde portion 33 se loge dans l’orifice 54 de l’organe de support 50 jusqu’à la mise en butée de la collerette 36 sur une des deux faces 720a de la bride 72 de l’organe de verrouillage 70 lorsque le capot 7 est en position fermée sur le carter 5. Le dispositif 20 de la présente invention est décrit en référence au capot de soufflante 7. Bien entendu, le dispositif 20 selon l’invention peut être utilisé dans les autres capots de la nacelle 14, tels que le capot d’inverseur de poussée 8. En variante, le dispositif 20 de la présente invention peut être fixé sur un carter annulaire de la turbomachine 12 via le premier élément. Dans ce cas, la pointe 40 du dispositif se loge dans l’orifice du second élément qui est situé sur le capot de la nacelle 14. La présente invention concerne également un ensemble propulsif 10, en particulier d’aéronef, comportant une turbomachine 12 configurée pour être fixée sur une structure 2 de l’aéronef, par exemple par l’intermédiaire d’une suspension 3, et une nacelle 14 apte à entourer la turbomachine 12. La nacelle 14 comprend un capot 7 équipé d’au moins un dispositif 20 de l’invention. Le capot 7 est assemblé sur un carter annulaire 5 de la turbomachine 12. Plus particulièrement, le capot 7 est mobile en rotation par rapport au carter 5 suivant une position ouverte pour permettre la maintenance et une position fermée pour verrouiller le capot sur le carter et permettre le fonctionnement de l’ensemble propulsif. En variante, la turbomachine 12 comprend un carter annulaire 5 équipé d’au moins un dispositif 20 de l’invention. Le capot 7 de la nacelle 14 est assemblé sur le carter 5. Le dispositif 20 pour un capot de nacelle selon l’invention, apporte plusieurs avantages qui sont, notamment de: - autoriser un contact entre la pointe du dispositif et les pièces voisines au dispositif sans les endommager, - supprimer les impacts endommageant les pièces voisines au dispositif lors des phases de fermeture du capot, - conserver la fonction de guidage et de verrouillage du dispositif, - remplacer facilement la pointe du dispositif en cas d’usure, - simplifier et désencombrer l’assemblage et le fonctionnement du dispositif de positionnement axial dans un ensemble propulsif, - s’adapter facilement sur les turbomachines et les nacelles actuelles. Dispositif de positionnement (20) pour un capot (7) de nacelle d’un ensemble propulsif (10) d’aéronef, le dispositif (20) comportant un corps (22) de forme allongée dont une extrémité (24) longitudinale forme une pointe, le corps (22) étant configuré pour être fixé à un premier élément (70) et à être engagé dans un orifice (54) d’un second élément (50), et l’extrémité en pointe (24) étant configurée pour faciliter et guider l’insertion du corps (30) dans l’orifice (54) de ce second élément (50), caractérisé en ce que le corps (22) comprend une embase (30) de fixation audit premier élément (70) et une pointe (40) rapportée et fixée sur cette embase (30) pour former ladite extrémité en pointe (24), cette pointe (40) étant réalisée dans un matériau moins dur que celui de l’embase (30). Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la pointe (40) est amovible. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la pointe (40) comprend un alésage (42) axial interne dans lequel est monté une bague (60) de fixation de la pointe (40) sur l’embase (30). Dispositif selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ladite bague (60) comprend un filetage (620) interne de vissage sur un filetage (320) externe de l’embase (30). Dispositif (20) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pointe (40) comprend une première extrémité (43) de plus petit diamètre qui est arrondie et une seconde extrémité (44) opposée de plus grand diamètre qui comprend une face radiale d’appui (41) sur un épaulement cylindrique (31) de l’embase (30). Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la pointe (40) est réalisée en élastomère, silicone, caoutchouc ou polytétrafluoroéthylène (PTFE). Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’embase (30) est réalisée en matériau métallique. Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’embase (30) est fixée à la pointe (40) par vissage ou par collage. Capot (7) de nacelle pour un ensemble propulsif (10) d’aéronef, le capot (7) comprenant au moins un premier élément (70) configuré pour être assemblé sur un second élément (50) d’un carter annulaire (5) de la turbomachine (12), caractérisé en ce que ledit premier élément (70) est équipé du dispositif de positionnement (20) selon l’une des revendications précédentes, ledit dispositif (20) étant apte à se loger dans l’orifice (54) du second élément (50), de façon à verrouiller le capot (7) sur le carter (5). Ensemble propulsif (10) pour un aéronef comportant une turbomachine (12) configurée pour être fixée à une structure (2) de l’aéronef, et une nacelle (14) configurée pour entourer la turbomachine (12), caractérisé en ce que la nacelle (14) comprend un capot (7) selon la revendication précédente qui est fixé sur un carter annulaire (4) de la turbomachine (12).