FR 3162205 A1 20251121 FR 2405076 A 20240517 L’invention concerne un ensemble propulsif (1) pour aéronef comprenant une turbomachine (2), un carénage interne (4) fixe qui entoure la turbomachine (2) et qui comprend une structure de support (40) qui soutient la turbomachine (2), un carénage externe (5) qui entoure circonférentiellement le carénage interne (4) et qui comprend une première (11A) et une seconde (11B) paroi interne, un premier capot (10A) qui comporte une première paroi externe (12A) qui entoure la première paroi interne (11A) et qui définit avec celle-ci une première veine annulaire (V1A), et un second capot (10B) qui comporte une seconde paroi externe (12B) qui entoure la seconde paroi interne (11B) et qui définit avec celle-ci une seconde veine annulaire (V1B), les capots (10A, 10B) étant aptes à passer entre une position fermée et une position ouverte. Le premier capot (10A) (respectivement second capot (10B)) comprend la première paroi interne (11A) (respectivement seconde paroi interne (11B)). Figure 2A ensemble propulsif pour aéronef La présente invention se rapporte au domaine des ensembles propulsifs d'aéronef, dans lequel l’ensemble propulsif comprend ou est destiné à comprendre une turbomachine, une nacelle destinée à entourer la turbomachine et un mât ou pylône est destiné à relier la turbomachine à l’aéronef. L’ensemble propulsif et la turbomachine s’étendent selon un axe longitudinal X qui est l’axe de rotation de la turbomachine et qui correspond à la direction d’écoulement du flux d’air et de gaz en fonctionnement normal de l’ensemble propulsif. L’amont et l’aval sont définis par rapport à ce sens d’écoulement de l’air et du gaz. La turbomachine comprend un générateur de gaz, et la nacelle comprend un carénage interne et un carénage externe qui entoure radialement ce carénage interne. Le carénage interne comprend une structure de support qui entoure circonférentiellement la turbomachine et qui supporte cette turbomachine. Le carénage externe comprend deux capots en forme de C de part et d’autre d’un premier plan V qui sépare la turbomachine en deux dans le sens longitudinal et comprend l’axe longitudinal X. Chacun des capots présente une paroi circonférentielle radialement externe. Dans le cas où la turbomachine est accrochée sous la voilure de l’aéronef, le premier plan V est vertical et passe donc au milieu du pylône. Alternativement, la turbomachine peut être accrochée latéralement sur le fuselage de l’aéronef. Le carénage externe comprend également deux parois internes qui entourent chacune une demi-circonférence de la turbomachine et de la structure de support de part et d’autre du premier plan V. Un espace annulaire est défini radialement vers l’intérieur par ces parois internes et radialement vers l’extérieur par les parois radialement externes des capots. En position fermée, chacun de ces capots entoure une demi-circonférence de la turbomachine. En position ouverte, chacun de ces capots se relève radialement vers l’extérieur pour permettre la maintenance de la turbomachine. Chacun des capots est articulé à son extrémité supérieure sur un côté du pylône par une liaison, par exemple une liaison pivot, qui permet le passage entre sa position fermée et sa position ouverte. La position ouverte permet la maintenance des éléments situés sous les capots. Ainsi, la présente invention concerne un ensemble propulsif pour aéronef s’étendant autour d’un axe longitudinal X qui correspond à la direction d’écoulement du gaz en fonctionnement normal de cet ensemble propulsif et qui définit un amont et un aval, cet ensemble propulsif comprenant un carénage interne fixe est destiné à entourer une turbomachine et qui comprend une structure de support destinée à soutenir la turbomachine, un carénage externe qui entoure circonférentiellement le carénage interne et qui comprend une première paroi interne et une seconde paroi interne qui s’étendent de l’amont vers l’aval selon l’axe longitudinal X par rapport à un premier plan V passant par l’axe longitudinal X, le carénage externe comprenant également un premier capot qui comporte une première paroi externe qui entoure la première paroi interne et qui définit avec cette première paroi interne une première veine annulaire et comprenant également un second capot qui comporte une seconde paroi externe qui entoure la seconde paroi interne et qui définit avec cette seconde paroi interne une seconde veine annulaire, les capots s’étendant de l’amont vers l’aval selon l’axe longitudinal X par rapport au premier plan V et étant aptes à passer entre une position fermée et une position ouverte. La figure 4A illustre un tel ensemble propulsif en coupe dans un plan transversal (perpendiculaire à l’axe longitudinal X). Par souci de clarté la turbomachine n’est pas représentée. La première paroi interne 120A et la seconde paroi interne 120B s’étendent symétriquement de l’amont vers l’aval selon l’axe longitudinal X par rapport au premier plan V vertical passant par l’axe longitudinal X). Les parois internes (120A, 120B) sont solidaires d’une structure de support 140 fixe (démontable) circonférentielle qui est reliée au moteur et qui fait partie du carénage interne 4. Les parois internes (120A, 120B) participent ainsi à la suspension du moteur et jouent un rôle de reprise d’effort. La structure de support 140 comprend notamment une bifurcation supérieure 141 (à 12 heures) située au-dessus de la turbomachine et une bifurcation inférieure 142 située en dessous (à 6 heures) de la turbomachine. Chaque paroi interne (120A, 120B) forme sensiblement un demi-cylindre qui s’étend circonférentiellement le long de la structure de support 140 depuis la bifurcation supérieure 141 jusqu’à la bifurcation inférieure 142. Le premier capot 110A comporte une première paroi externe 112A qui entoure la première paroi interne 120A. Le second capot 110B comporte une seconde paroi externe 112B qui entoure la seconde paroi interne 120B. En figure 4A les capots (110A, 110B) sont représentés en position fermée. En figure 4B, le second capot 110B est représenté en position ouverte, après pivotement radialement vers l’extérieur autour de son extrémité qui rejoint la bifurcation supérieure 141. Lors du passage de position fermée vers position ouverte, le second capot 110B avec sa seconde paroi externe 112B s’écarte de la seconde paroi interne 120B qui reste immobile puisqu’elle est solidaire de la structure de support 140 fixe. L’ouverture du premier capot 110A s’effectue de façon similaire et symétrique à l’ouverture du second capot 110B. La FIG. 5 est une vue en coupe partielle longitudinale d’une portion de l’ensemble propulsif avec les capots (110A, 110B) en position fermée. La coupe est effectuée au niveau du premier capot 110A. La situation étant identique pour le second capot 110B en remplaçant ci-dessous les références « A » par « B » et les adjectifs « premier/première » par « second(e) ». La coupe illustre trois portions de l’ensemble propulsif de l’amont vers l’aval. La structure de support 140 est fixée à l’amont sur une structure moteur 150 et à l’aval sur une structure de suspension 160. La première paroi interne 120A est solidaire de la structure de support 140. Le premier capot 110A comporte une première paroi externe 112A qui repose (au niveau d’une première zone d’appui 170A) sur des mâtereaux 113 radiaux qui sont fixés sur la première paroi interne 120A et s’étendent radialement vers l’extérieur. Ces mâtereaux 113 sont répartis circonférentiellement sur la première paroi interne 120A et sont visibles en figures 4A, 4B et 5. Lors du passage du premier capot 110A de sa position fermée vers sa position ouverte, les mâtereaux 113 restent donc fixes et la première paroi externe 112A s’écarte des mâtereaux 113. Chacune des parois internes (120A, 120B) définit avec la paroi externe (112A, 112B) du capot (110A, 110B) qui l’entoure une veine annulaire (W1A, W1B) dans laquelle l’air s’écoule de l’amont vers l’aval en fonctionnement normal de la turbomachine. Pour le premier capot 110A (respectivement second capot 110B) la première veine annulaire W1A (respectivement seconde veine annulaire W1B) s’étend donc sensiblement sur une demi-circonférence. Ces veines annulaires (W1A, W1B) sont visibles sur les figures 4A, 4B et 5. En FIG. 5 , la flèche F indique le sens de circulation de l’air de l’amont vers l’aval (de la gauche vers la droite sur la figure) dans la veine annulaire W1A. Comme indiqué plus haut, les parois internes (120A, 120B) sont solidaires de la structure de support 140 fixe du moteur afin de servir de chemin d’effort pour la suspension du moteur. Une conséquence est que chacune des veines annulaires (W1A, W 1B) est formée par deux parois dissociées, à savoir une paroi interne (120A, 120B) et la paroi externe (112A, 112B) du capot (110A, 110B) qui l’entoure. Il en résulte une difficulté à maîtriser et à conserver en fonctionnement la géométrie des surfaces aérodynamiques, notamment sous sollicitations mécaniques et thermiques. Description de l’invention La présente invention vise à remédier à ces inconvénients. L'invention vise à proposer un ensemble propulsif pour aéronef dans lequel les veines annulaires entourées par les parois externes des capots présentent une meilleure stabilité. Ce but est atteint grâce au fait que le premier capot comprend la première paroi interne et le second capot comprend la seconde paroi interne. Grâce à ces dispositions, chacune des veines annulaires est définie par un ensemble qui est solidaire, à savoir les parois internes et externes qui font parties d’un même capot. En conséquence, on obtient une meilleure maîtrise de la géométrie des veines et de la section de sortie du flux d’air qui y circule, tout en conservant la fonction de suspension de la turbomachine par la structure de support et tout en conservant la fonction d’ouverture des capots qui permet la maintenance de la turbomachine. Le démontage de la structure interne est également facilité. Par exemple, chacune des parois internes comprend un panneau qui présente une structure d’atténuation acoustique. Par exemple, chacun de ces panneaux comprend des cellules ouvertes sur la veine annulaire. Par exemple, les parois des cellules sont acoustiquement absorbantes. Par exemple, le carénage externe comprend des mâtereaux radiaux qui relient la paroi interne droite et la paroi externe droite et des mâtereaux radiaux qui relient la paroi interne gauche et la paroi externe gauche. Par exemple, chacun des capots conserve sa section de sortie durant son passage entre sa position fermée et sa position ouverte Par exemple, chacun desdits capots, dans son passage entre sa position fermée et sa position ouverte, pivote par une liaison pivot à une de ses extrémités par rapport à une structure fixe. L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : FIG. 1 La FIG. 1 est une vue en perspective depuis l’arrière de l’ensemble propulsif selon l’invention. FIG. 2 La FIG. 2 est : En (A) une vue en coupe transversale de l’ensemble propulsif selon l’invention vu depuis l’avant avec les deux capots fermés ; En (B) une vue en coupe transversale de l’ensemble propulsif vu depuis l’avant avec le capot gauche ouvert. FIG. 3 La FIG. 3 est une vue en coupe longitudinale partielle de l’ensemble propulsif selon l’invention avec les deux capots fermés selon la ligne III-III de la FIG. 2 (A). FIG. 4 La FIG. 4 , déjà décrite, est : En (A) une vue en coupe transversale de l’ensemble propulsif selon l’art antérieur vu depuis l’avant avec les deux capots fermés ; En (B) une vue en coupe transversale de l’ensemble propulsif vu depuis l’avant avec le capot gauche ouvert. FIG. 5 La FIG. 5 , déjà décrite, est une vue en coupe longitudinale partielle de l’ensemble propulsif selon l’art antérieur avec les deux capots fermés. Description détaillée de l’invention On considère un ensemble propulsif 1 pour aéronef s’étendant selon un axe longitudinal X qui correspond à la direction d’écoulement du gaz en fonctionnement normal de cet ensemble propulsif et qui définit un amont (avant) et un aval (arrière) et un premier côté et un second côté lorsque cet ensemble propulsif 1 est regardé depuis l’avant. Dans la description qui suit, les adjectifs « avant » et « arrière » sont définis par rapport au sens de l’amont vers l’aval dans cette direction longitudinale. Compte tenu de la symétrie la lettre « A » après une référence numérique de pièce désigne cette pièce du premier côté droit et la lettre « B » après une référence numérique de pièce désigne cette pièce du second côté gauche. L’adjectif « transversal » qualifie un élément perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Un tel ensemble propulsif 1, représenté en FIG. 1 en perspective depuis l’arrière, comprend une turbomachine 2 (représentée en pointillés fins), un élément de liaison 3 (par exemple un pylône) qui relie la turbomachine 2 à la voilure de l’aéronef, un carénage interne 4 qui entoure la turbomachine 2 et un carénage externe 5 qui entoure circonférentiellement le carénage interne 4. L’axe longitudinal X est l’axe de rotation de la turbomachine 2. Alternativement, l’ensemble propulsif 1 est destiné à comprendre cette turbomachine 2. Une portion du carénage interne 4 est représentée en pointillés sur la FIG. 1 car le carénage interne 4 est caché par le carénage externe 5. Le carénage externe 5 comprend un premier capot 10A en forme de C et un second capot 10B en forme de C qui s’étendent, par exemple symétriquement, de l’amont vers l’aval selon l’axe longitudinal X par rapport à un premier plan V passant par l’axe longitudinal X. On définit un premier axe Z qui s’étend dans le premier plan V, qui est perpendiculaire à l’axe longitudinal X et qui traverse la partie amont du pylône 3 et des capots (10A, 10B). Dans la description ci-dessous, le pylône 3 est situé au-dessus de l’ensemble propulsif 1. Le premier plan V est donc vertical. Les capots (10A, 10B) sont situés sous le pylône 3. Le premier capot 10A est le capot droit et le second capot 10B est le capot gauche. Cependant, l’invention couvre également le cas où l’ensemble propulsif 1 est monté latéralement sur le fuselage, auquel cas le pylône est latéral par rapport aux capots (10A, 10B), le premier plan V est horizontal. La description ci-dessous est en conséquence valable pour couvrir ce cas, en remplaçant les adjectifs comme nécessaire. En particulier, « droit(e) » est remplacé par « premier(e) » et « gauche » est remplacé par « second(e) », « supérieur(e) » est remplacé par « proximal(e) » et « inférieur(e) » est remplacé par « distal(e) ». Les capots (10A, 10B) sont aptes à passer entre une position fermée et une position ouverte. En position fermée, comme représenté en FIG. 1 , chacun des capots (10A, 10B) forme la moitié d’une coque annulaire sensiblement circulaire dont l’axe est l’axe longitudinal X qui s’étend depuis une extrémité proximale (supérieure) qui est la plus proche du pylône 3 autour du carénage interne 4 jusqu’au plan vertical V. Ainsi, l’extrémité distale (inférieure) du capot droit 10A rejoint l’extrémité distale (inférieure) de capot gauche 10B au niveau du plan vertical V. En position ouverte, chacun des capots (10A, 10B) se relève radialement vers l’extérieur pour permettre l’accès au carénage interne 4 et à la turbomachine 2. Le capot droit 10A (respectivement capot gauche 10B) est articulé à son extrémité proximale sur le pylône 3 par une articulation droite 90A (respectivement gauche 90B) qui permet par pivotement le passage entre sa position fermée et sa position ouverte. L’articulation droite 90A est cachée par le pylône 3 sur la FIG. 1 . Ces articulations (90A, 90B) sont des liaisons pivot directes entre les capots (10A, 10B) et le pylône 3. Alternativement ces articulations (90A, 90B) sont des liaisons pivot entre les capots (10A, 10B) et une structure fixe, qui par exemple est reliée au pylône 3. La figure 2A illustre un ensemble propulsif en coupe dans un plan transversal (perpendiculaire à l’axe longitudinal X). Par souci de clarté la turbomachine n’est pas représentée. En figure 2A les capots (10A, 10B) sont représentés en position fermée. Le carénage externe 5 comprend une paroi interne droite 11A et une paroi interne gauche 11B qui s’étendent de l’amont vers l’aval selon l’axe longitudinal X sur une certaine longueur. La paroi interne droite 11A (respectivement paroi interne gauche 11B) s’étend depuis un bord amont 115A (respectivement 115B) jusqu’à un bord aval 116A (respectivement 116B). La paroi interne droite 11A et la paroi interne gauche 11B s’étendent, par exemple symétriquement, par rapport au plan vertical V passant par l’axe longitudinal X. La paroi interne droite 11A fait partie du capot droit 10A. La paroi interne gauche 11B fait partie du capot gauche 10B. Le capot droit 10A comporte une paroi externe droite 12A qui est située radialement à l’extérieur de la paroi interne droite 11A de telle sorte que la paroi externe droite 12A définit avec la paroi interne droite 11A une veine annulaire droite V1A. La paroi interne droite 11A et la paroi externe droite 12A sont solidaires. Le capot gauche 10B comporte une paroi externe gauche 12B qui est située radialement à l’extérieur de la paroi interne gauche 11B de telle sorte que la paroi externe gauche 12B définit avec la paroi interne gauche 11B une veine annulaire gauche V1B. La paroi interne gauche 11B et la paroi externe gauche 12B sont solidaires. Ainsi, chacune des veines annulaires (V1A, V1B) est définie par un ensemble qui est d’un seul tenant. Par exemple, la paroi interne droite 11A (respectivement paroi interne gauche 11B) comprend un panneau aérodynamique 14A (respectivement 14B), ce qui permet une meilleure circulation de l’air dans chacune des veines annulaires (V1A, V1B). Optionnellement chacun de ces panneaux (14A, 14B) présente une structure d’atténuation acoustique, ce qui permet une meilleure isolation phonique de la turbomachine 2. Ainsi, chacun de ces panneaux (14A, 14B) comprend par exemple des cellules ouvertes sur la veine annulaire (V1A, V1B), ces cellules constituant cette structure d’atténuation acoustique. Avantageusement, les parois de ces cellules sont acoustiquement absorbantes, c’est-à-dire qu’elles présentent des reliefs qui contribuent à atténuer les sons par absorption et réflexions multiples. Ces reliefs peuvent être des cônes ou des pyramides. Avantageusement, chacune de ces cellules est fermée à son extrémité opposée à son ouverture. Par exemple, le panneau 14A de la paroi interne droite 11A s’étend de son bord amont 115A à son bord aval 116A et de même le panneau 14B de la paroi interne gauche 11B s’étend de son bord amont 115B à son bord aval 116B, comme illustré en FIG. 3 décrite ci-dessous. Le carénage externe 5 comprend des mâtereaux 13 radiaux qui relient la paroi interne droite 11A et la paroi externe droite 12A. Ces mâtereaux 13 sont répartis circonférentiellement sur la paroi interne droite 11A. Le carénage externe 5 comprend d’autres mâtereaux 13 radiaux qui relient la paroi interne gauche 11B et la paroi externe gauche 12B. Ces mâtereaux 13 sont répartis circonférentiellement sur la paroi interne gauche 11B. Ces mâtereaux 13 contribuent à solidariser la paroi interne droite 11A (respectivement interne gauche 11B) et la paroi externe droite 12A (respectivement externe gauche 12B). Tous ces mâtereaux 13 sont visibles en figure 2A ainsi qu’en figure 2B et en FIG. 3 décrites ci-dessous. Le carénage interne 4 comprend une structure de support 40 fixe (démontable) circonférentielle (par rapport à l’axe longitudinal X) qui soutient la turbomachine 2 et qui l’entoure. La structure de support 40 est reliée au pylône 3. La structure de support 40 joue ainsi un rôle de reprise d’effort. La structure de support 40 comprend notamment une bifurcation supérieure 41 (à 12 heures) située au-dessus de la turbomachine 2 et une bifurcation inférieure 42 située en dessous (à 6 heures) de la turbomachine 2. Ainsi, la structure de support 40 a la forme d’une coque circulaire qui comprend la bifurcation supérieure 41 et la bifurcation inférieure 42. Par exemple la bifurcation supérieure 41 est reliée au pylône 3. Par exemple, la structure de support 40 comprend une portion ajourée. Cette portion ajourée s’étend entre la bifurcation supérieure 41 et la bifurcation inférieure 42. La FIG. 3 est une vue en coupe partielle longitudinale d’une portion de l’ensemble propulsif avec les capots (10A, 10B) en position fermée tel qu’illustré en FIG. 2 (A). La coupe est effectuée au niveau du capot droit 10A, la situation étant identique pour le capot gauche 10B. La coupe illustre trois portions de l’ensemble propulsif de l’amont vers l’aval. La flèche F indique le sens de circulation de l’air de l’amont vers l’aval (de la gauche vers la droite sur la figure) dans la veine annulaire droite V1A. La structure de support 40 est fixée à l’amont sur une structure moteur 50 et à l’aval sur une structure de suspension 60. En position fermée chacune des parois internes (11A, 11B) prend appui sur l’ensemble formé par la structure de support 40, la structure moteur 50 et la structure de suspension 60, comme illustré en FIG. 3 . Cet appui s’effectue pour la paroi interne droite 11A (respectivement gauche 11B) sur une zone d’appui droite 70A (respectivement gauche 70B). Par exemple, cette zone d’appui (70A, 70B) est constituée, à l’amont de cette paroi interne (11A, 11B), d’une partie de la structure moteur 50 et, à l’aval de cette paroi interne (11A, 11B), d’une partie de la structure de support 40 adjacente à la structure de suspension 60. Alternativement, à l’aval de cette paroi interne (11A, 11B), la zone d’appui (70A, 70B) comprend une partie de la structure de suspension 60. Cet appui consiste en un simple contact. Au contraire, dans les modes de réalisation de l’art antérieur, tels que ceux qui sont illustrés en figures 4 et 5, les parois internes (120A, 120B) des capots (110A, 110B) sont solidaires de façon permanente de la structure de support 140. Dans certains modes de réalisation selon l’invention, chacune des parois internes (11A, 11B) peut être par ailleurs fixée de façon amovible sur l’ensemble formé par la structure de support 40, la structure moteur 50 et la structure de suspension 60. En figure 2B, le capot gauche 10B est représenté en position ouverte, après pivotement radialement vers l’extérieur autour de son extrémité qui se situe au niveau de la bifurcation supérieure 41. L’ouverture du capot droit 10A s’effectue de façon similaire et symétrique. Lorsque le capot (10A, 10B) pivote entre la position fermée et la position ouverte, la paroi interne (11A, 11B) et la paroi externe (12A, 12B) pivotent de même en un seul bloc. Ainsi, la paroi interne (11A, 11B) s’éloigne radialement de la structure de support 40 sauf au niveau de son extrémité qui rejoint la bifurcation supérieure 41. Le capot (10A, 10B) conserve sa géométrie et sa forme durant le passage du capot (10A, 10B) entre sa position fermée et sa position ouverte. La stabilité dimensionnelle de la veine annulaire (V1A, V1B) est ainsi améliorée, par rapport à la situation de l’art antérieur où la paroi externe (12A, 12B) est dissociée de la paroi interne (11A, 11B) durant le pivotement du capot (10A, 10B). La section de sortie (c’est-à-dire sa hauteur ou dimension mesurée perpendiculairement aux parois internes (11A, 11B)) de la veine annulaire droite V1A (respectivement gauche V1B) est conservée entre la position fermée et la position ouverte. En d’autres termes, la veine annulaire droite V1A (respectivement gauche V1B) présente une première section de sortie en position fermée et une seconde section de sortie en position ouverte, et la première section de sortie et la seconde section de sortie sont identiques. Cette section de sortie est définie au niveau de l’extrémité aval 126A de la paroi externe droite 12A (respectivement extrémité aval 126B de la paroi externe gauche 12B), référencée en FIG. 3 . La section de sortie est représentée par la double flèche S. La section de sortie de la veine annulaire droite V1A (respectivement gauche V1B) est également appelée section de sortie du capot droit 10A (respectivement gauche 10B). Ensemble propulsif (1) pour aéronef s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) qui correspond à la direction d’écoulement du gaz en fonctionnement normal de cet ensemble propulsif et qui définit un amont et un aval, ledit ensemble propulsif (1) comprenant un carénage interne (4) fixe destiné à entourer une turbomachine (2) et qui comprend une structure de support (40) destinée à soutenir ladite turbomachine (2), un carénage externe (5) qui entoure circonférentiellement ledit carénage interne (4) et qui comprend une première paroi interne (11A) et une seconde paroi interne (11B) qui s’étendent de l’amont vers l’aval selon ledit axe longitudinal (X) par rapport à un premier plan (V) passant par l’axe longitudinal (X), ledit carénage externe (5) comprenant également un premier capot (10A) qui comporte une première paroi externe (12A) qui entoure ladite première paroi interne (11A) et qui définit avec ladite première paroi interne (11A) une première veine annulaire (V1A), et comprenant également un second capot (10B) qui comporte une seconde paroi externe (12B) qui entoure ladite seconde paroi interne (11B) et qui définit avec ladite seconde paroi interne (11B) une seconde veine annulaire (V1B), lesdits capots (10A, 10B) s’étendant de l’amont vers l’aval selon ledit axe longitudinal (X) par rapport audit premier plan (V) et étant aptes à passer entre une position fermée et une position ouverte, ledit ensemble propulsif (1) étant caractérisé en ce que ledit premier capot (10A) comprend ladite première paroi interne (11A) et ledit second capot (10B) comprend ladite une seconde paroi interne (11B). Ensemble propulsif (1) selon la revendication 1 tel que chacune desdites parois internes (11A, 11B) comprend un panneau (14A, 14B) qui présente une structure d’atténuation acoustique. Ensemble propulsif (1) selon la revendication 2 tel que chacun desdits panneaux (14A, 14B) comprend des cellules ouvertes sur ladite veine annulaire (V1A, V1B). Ensemble propulsif (1) selon la revendication 3 tel que les parois desdites cellules sont acoustiquement absorbantes. Ensemble propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4 tel que ledit carénage externe (5) comprend des mâtereaux (13) radiaux qui relient ladite paroi interne droite (11A) et la paroi externe droite (12A) et des mâtereaux (13) radiaux qui relient ladite paroi interne gauche (11B) et la paroi externe gauche (12B). Ensemble propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5 tel que chacun desdits capots (10A, 10B) conserve sa sa section de sortie durant son passage entre sa position fermée et sa position ouverte. Ensemble propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 tel que chacun desdits capots (10A, 10B), dans son passage entre sa position fermée et sa position ouverte, pivote par une liaison pivot à une de ses extrémités par rapport à une structure fixe. Ensemble propulsif (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7 tel qu’il comprend en outre ladite turbomachine (2).