La présente invention concerne une construction de nacelle et de canal de dilution pour des moteurs d'avion à turbosoufflante montés sous l'aile. Il est bien connu qu'une aile d'avion produit des forces de sustentation pendant le vol par suite d'une différence de pression agissant sur la plateforme de l'aile. Lorsque l'aile traverse un volume d'air, il apparait une pression d'air relativement élevée sous l'aile et une pression d'air relativement basse au-dessus de l'aile. En général, plus la différence de pression entre la surface supérieure et la surface inférieure de l'aile est élevée, plus la sustenta- tion produite par l'aile est grande. Il est également bien connu que lorsque l'angle de courbure de l'aile de l'avion est plus prononcé1l'angle d'incidence de l'aile s'accroit, ainsi qu'en correspondance les différences de pression et la sus- tentation. Malheureusement, un accroissement de l'angle d'in- cidence a également un effet correspondant sur la trainée aérodynamique produite par l'aile. Parce que l'angle d'inciden-- ce de l'aile est accrue pour produire.une plus grande sus- tentation, l'aile projette une zone frontale plus grande provoquant l'accroissement de la traînée. Lorsqu'un avion vole à des vitesses subsoniques, un moteur placé sous l'aile de l'avion abaisse les pressions sous l'aile plus bas qu'elles ne le seraient sous la même aile sans le moteur. Cet abaissement local de la pression sous l'aile entraineunediminution de la différence de pression et réduit la sustentation de l'aile pour un angle d'incidence donné. Puisqu'un avion donné nécessite une grandeur fixée de la sustentation pour maintenir son altitude à une vitesse de croisière donnée, on doit accroître l'angle d'incidence pour regagner la quantité de sustentation qui est perdue à cause de la présence de la nacelle du moteur. Comme attendu, cet accroissement de l'angle d'incidence,nécessaire pour compenser la perte de sustentation provoquée par le moteurentraîne- un accroissement supplémentaire de la traînée aérodVnamique.Is spécialis- tes désignent communément cette traînée produite par la présence de la nacelle sous l'aile par "traînée d'interaction". L'analyse de la traînée d'interaction a révélé que des formes de nacelle différentes de moteur peuvent avoir dans un flux d'air, une trainée isolée similaire ou identique en eux-mêmes mais peuvent avoir des effets très différents sur la répartition despressions surl'aile, et ainsi créer des quantités largement différentes de traînées d'interaction. On a effectué d'autres analyses pour comprendre ces différences et les causes de cette traînée d'interaction Les résultats de cette analyse indiquent que des efforts devraient être portés en vue de réduire l'effet du système d'éjection de la soufflante du moteur sur la répartition despressions surl'aile dans le but de réduire la traînée d'interaction. En bref, selon une réalisation de la présente invention, on modifie la construction de la-nacelle et du canal de dilution du moteur dans le but de réorienter l'air de dilution éjecté pour réduire son influence sur les pressions en dessous de l'aile. Premièrement, on incurve radialement vers l'intérieur,à son extrémité arrière,le profil intérieur du canal de dilution dans le but de dévier physiquement radiale- ment vers l'intérieur le flux de dilution et de l'éloigner du dessous de l'aile. Deuxièmement, on forme un col de tuyère dans le canal de dilution en une position plus en amont par rapport à la pratique antérieure. Le col est situé en amont en un endroit particulier pour obtenir une pression de sortie du canal de dilution qui coïncide étroitement avec la pression de l'air extérieur, de sorte que l'éjection ne se détende pas et ne s'écoule pas en direction de l'aile. Troisièmement, on réduit le diamètre extérieur d'une partie de la nacelle qui est situéeimmédiatement en aval de la sortie du canal de dilution et on incurve radialement vers l'intérieur cette partie pour fournir une région d'écoulement pour le flux d'éjection en un endroit plus éloigné de l'aile de l'avion. La suite de la description se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: - Figure 1, une vue en élévation d'un moteur à turbo- soufflcnte de l'art antérieur monté sur une aile et son diagramme d'écoulement 24771-00 d'écoulement du flux d'éjection associé, - Figure 2, une répresentation graphique de la pression d'air statique locale(PS) en fonction de la section droite (A) dans un trajet d'écoulement du flux de tuyère ou de canal; - Figure 3, une vue d'un moteur à turbosoufflante à gaz de l'art antérieur, partiellement en coupe et partiellement arrachée,et le diagramme d'écoulement du flux d'air de dilution de la soufflante du moteur; - Figure 4, une vue d'un moteur à turbosoufflante à gaz partiellement en coupe et partiellement arrachée, qui incor- pore la présente invention, et le diagramme d'écoulement du flux d'air de dilution; et, - Figure 5, une vue en coupe du moteur à turbosoufflante à gaz représenté à la figure 3 avec superposé en traits en tirets le moteur à turbosoufflante de la figure 4 qui incorpore la présente invention. En se référant maintenant à la figure 1, on y a représenté un moteur-à turbosoufflante classique 10, suspendu par un pylône 12 sous une aile d'avion 14. Un avion avec l'agencement de moteur et d'aile représenté à la figure 1 est conçu pour un fonctionnement subsonique. Le moteur est un moteur d'avion à turbosoufflante à taux de dilution élevé classique qui comporte un capotage ou nacelle 15 compre- nant un capot de soufflante 16 de rayon relativement grand à sa partie amont ou avant et un capot de générateur de gaz 18 de rayon relativement petit à sa partie aval ou arrière. Le capot de soufflante 16 couvre une partie de soufflante du moteur o des aubes de soufflante tournantes accélérent un grand volume d'air en direction de l'arrière. Une partie de cet air accéléré par la soufflante contourne une partie de turbine du moteur et est éjectée par une section arrière du capot de soufflante 16 dans la région entourant radialement le capot 18 du générateur de gaz. La partie restante de l'air de soufflante est aspirée à l'entrée 17 dans la partie de turbine du moteur o elle est utilisée dans les procédés de combustion pour produire de l'énergie motrice. Après avoir traversés la turbine, les gaz résultants des procédés de combustion sont éjectés plus en aval hors de l'extrémité arrière 19 du capot 18 du générateur de gaz. L'analyse à montré qu'il y a au moins trois facteurs principaux qui influencent l'interaction mutuelle entre le flux d'air subsonique externe adjacent à la surface inférieure de l'aile 14 et le flux d'air supersonique qui est déchargé par l'extrémité arrière du capot 16 de soufflante. En se référant à nouveau à la figure 1, un premier facteur est la distance physique minimum, généralement indiquée par la flèche , entre la surface inférieure de l'aile et ce qui est dési- gné comme la ligne de partage de flux 22. Cette ligne de par- tage de flux est une limite entre un flux d'air de soufflante éjecté du capot 16 de soufflante, et le flux d'air ambiant entourant qui passe autour de l'extérieur du capot 16 de soufflante. Cette ligne de partage de flux est également con- nue dans la technique sous le nom de "ligne de glissement" et est représente dans sa position normale pendant des conditions de vol de croisière par une ligne ondulée 22. Un second facteur est le rapport de pression total du flux d'air de soufflante sortant du capot de soufflante par rapport à la pression de l'air ambiant (PT/FAN/P0). PT/FAN représentela pression de stagnation du flux d'air de souf- flante éjecté, et P0 la pression statique de l'air ambiant. Un troisième facteur est le nombre de Mach du flux d'air ambiant qui passe extérieurement autour du capot 16 de souf- flante. Le flux d'air ambiant entre la surface inférieure de l'aile 14 et la ligne de partage de flux 22 est semblable en certains aspects au flux d'air à travers un canal de section droite variable. Cette variation de la section droite crée un effet de "tunnel" sur l'air ambiant s'écoulant entre le moteur et l'aile qui est semblable à l'effet provoqué par une tuyère. En se référant maintenant à la figure 2, on a représenté la variation de pression statique locale '(P /P).dans une conduite ou tuyère en fonction d'une section droite d'écoulement qui est une approximation de la section droite entre la surface inférieure de l'aile et la ligne de partage dé flux 22 de la figure 1. Sur la figure 2, A est la section droite locale, A:: est un col de référence ou section minimum de ce "conduit"- entre l'aile et le moteur, Ps est la pression statique locale, et Pt est la pression de stagnation pour un flux donné. A la fois A- et Pt sont constantes-pour un débit donné dans le canal. Le graphique montre que lorsque le flux en amont du col (A::) est subsonique (M lorsque le flux amont est supersonique (M>1,0), une augmenta- tion de la section du canal provoque encore une diminution de la pression statique. Ce comportement est typique du flux d'air dans une tuyère et est bien connu des ingénieurs de l'aéronautique etdes ingénieurs mécaniciens. Le point important de ce phénomène physique est qu'une zone de canal ou tuyère crée une diminution rapide de la pression statique locale(P S) lorsque le flux d'air passe de l'état subsonique (M 1,0). C'est ce qui se passe entre une aile d'avion et un moteur d'avion. Lorsque la pression statique chute à cause de cet effet de tuyère dans la région en dessous de l'aile de l'avion, il se crée un effet nuisible sur la sustentation de l'aile. En se référant à nouveau à la figure 1, le flux entre la surface -de dessous de l'aile 14 et la ligne de partage du flux 22 se comporte d'une manière très semblable au flux traversant un canal de section variable comme décrit ci-dessus. En partant du bord d'attaque de l'aile 14, on peut apprécier aisément que la distance entre la surface de dessous de l'aile et la ligne de partage de flux 22 diminue vers une valeur minimum en un certain endroit axial en arrière du bord d'attaque de l'aile, représentée d'une manière générale par la flèche 20 sur la figure 1. La présence de la nacelle 15 du moteur et de la ligne de flux de Partage de fuite près du dessous de l'aile 14 crée ce "canal" ou "tuyère" avec un col à l'endroit de la flèche 20. La grandeur de la réduction de pression et la grandeur de la perte de sustentation de l'avion est une fonction de la position de la nacelle et de la position de la ligne de partage de flux du jet de soufflante 22 par rapport à l'aile 14. Plus la ligne de partage de flux 22. ondoie en se rapprochant. de la surface inférieure de l'aile, plus grande est la diminution de la section entre l'aile 14 et la ligne de partage de flux 22, et plus faible est la pression de l'air sous l'aile 14. Si la position de la nacelle du moteur est fixée on peut altérer la position de la ligne de partage de.flux du jet de soufflante pour diminuer la perte de sustentation, permettant à l'avion de maintenir un angle d'incidence inférieur et de réduire la traînée aérodyna- mique induite correspondante. On peut modifier au moins trois facteurs qui ont un effet sur la forme de la ligne de partage -10 de flux du jet de soufflante 22. Ces facteurs sont la pression d'éjection de l'air de soufflante, la forme du bord de fuite du capot 16 de soufflante, et la forme de la surface extérieure du capot du générateur de gaz 18. En se référant à la figure 3, on a représenté une partie du bord de fuite du capot 16 de soufflante et-une partie du capot 18 du générateur de gaz afin d'expliquer l'influence de ces trois facteurs sur la ligne de partage de flux du jet de soufflante 22. L'espace entre la partie arrière du capot 16 de soufflante et la partie avant du capot 18 du générateur de gaz est appelé canal de dilution 24. Le canal de dilution dé- limite letrajet pris par l'air de soufflante qui contourne la partie turbine du moteur. Les lignes projetées à partir du canal de soufflante à l'extrémité arrière du capot 16 de souf- flante sont prévues pour montrer les influences de l'angle de décharge initial, représenté par 26 sur la figure 3, et le rapport de pression statique de sortiesur la forme de la ligne -de partage de flux 22. On peut apprécier aisément à partir du dessin que plus l'angle de décharge initial 26 est grand, plus le diamètre maximum de la ligne de partage de flux. est grand. De même plus le rapport de pression statique P E/P0 est élevé (pression statique à la sortie sur pression statique à l'extérieur du capot de soufflante), plus le diamètre maximum de la ligne de partage de flux est grand. La pression de sortie (P.) affectera la ligne de partage de flux car les gaz sortant à une pression plus élevée auront une tendance plus forte à se détendre radialement vers l'extérieur dans le flux d'air environnant. Enfin, plus le rayon du capot 18 du générateur de gaz est grand par rapport à l'axe central du moteur, plus le capot du générateur de gaz forcera physiquement le flux de dilution radialement vers l'extérieur accroissant ainsi le diamètre maximum de la ligne de partage de flux. Parce qu'un accrois- sement du diamètre maximum de la ligne de partage de flux 22 réduit la section d'écoulement entre la surface inférieure de l'aile et la ligne de partage de flux:22, la pression sous la surface de l'aile est réduite et il y a comme expliqué auparavant une traînée induite pénalisante. Toute modification dans la cons- truction du capot 16 de soufflante, du canal de dilution 24, et du capot 18 du générateur de gaz, qui diminuerait le dia- mètre maximum de la ligne de partage de flux 22 aurait en correspondance un effet bénéfique sur la sustentation de l'aile, diminuant ainsi la traînée induite. C'est l'objet de la pré- sente invention. En se référant maintenant à la figure 4, on a représenté une vue en coupe d'un moteur à turbosoufflante 10 qui incorpore une réalisation de la présente invention. L'invention utilise trois aspects constructifs distincts qui améliorent le système d'éjection de l'air de dilution du moteur pour réduire le rayon maximum de la ligne de partage de flux 22 et réduire ainsi la traînée. Premièrement, on reforme le bord de fuite de la surface intérieure du capot 16 de soufflante qui forme la surface extérieure de l'extrémité arrière du canal de di- lution 24, de sorte que la partie aval 28 du capot de souf- flante soit incurvée radialement vers l'intérieur dans le but de diriger le flux d'éjection de la soufflante radialement vers l'intérieur par rapport à l'axe du moteur. Dans la réalisation représentée sur la figure 4, la partie aval 28 est incurvée radialement vers l'intérieur à partir d'une position à -l'oppo- sé du rayon maximum du capot 18 du générateur de gaz vers l'extrémité du canal de dilution 24. Le second aspect de la présente invention consiste en une reconstruction du profil de la section d'écoulement à l'extrémité arrière du canal de dilution 24. Ceci s'effectue en déplaçant la section minimum ou col de tuyère en amont -. --. 247710t ou vers l'avant de la sortie du canal de dilution, de sorte que le -ol de la tuyère ne soit pas situer là o le flux de dilutimon est éjecté dans l'afr ambiant environnant. En dépla- çant v.rs l'avant le col de tuyère, on - accroîit la section d'écoulement à l'extrémité aval du canal de dilution, formant ainsi une tuyère convergente/divergente. Comme n flux de dilution au col de la tuyère est étranglé, le fluz de dilution dans la partie divergente de la tuyère se détend et perd de la pression dans la direction aval. La longue=r de la partie divergente est soigneusement prédétermi- née de telle sorte que la pression à la sortie de la tuyère soit aproximativement égale à la pression du flux d'air ambian_ à la sortie du capot 16 de soufflante pendant un fonc- tionnement en croisière de l'avion. Ceci fournit un rapport de pression statique de sortie (PE/Po) d'environ 1,0. Un rapport de pression statique de sortie de 1,0 fait que l'angle du flux de dilltion déchargé par la tuyère est essentiellement égal à- l'angle de la paroi intérieure du capot de soufflante en 28. Si ce rapport de pression était supérieur à 1,0, l'angle de décha-rge serait plus grand que l'angle de la paroi, provoquant ainsi l'ondulation du panache vers l'extérieur par rapport à l'angle de la paroi du canal de dilution. uA troisième aspect de la présente invention qui réduit le diantre maximum de la ligne de partage de flux est une reconstruction de la forme du capot conique 18 du générateur de gaz. Essentiellement, le capot conique 18 du générateur de gaz es- pourvu d'un rayon extérieur diminuant régulièrement depuis le col de tuyère jusqu'à son extrémité arrière. Pour une quantité donnée de flux de dilution passant sur tout capot de générateur de gaz à un rapport de pression donné, le capot ayant ne diamètre extérieur maximum le plus petit produira généralement le plus faible diamètre maximum de la ligne de partage de flux. Une réduction du rayon du capot du généra- teur de gaz fournit une section d'écoulement pour le flux d'éjec-tion de soufflante qui est plus proche de l'axe du moteur et plus éloignée de l'aile de l'avion. Ce replacement de la section d'écoulement contribue au replacement de la - 2i4-.77i1aoO -9 *ligne- e.partage-deiflux *22.-lus loinn de:l-':-aile de -l 'avion 14. i ne-.référant maintenant à la _figure 5, on a superposé -le mo-eur-et la nacelle.utilisant -a présente inve.ntion de la figur-_ 4 en traits interrompus -,29 sur le moteu-r,et la nacelle de l'm-rt antérieur --de lafigure 3. -,Oi peut immédiatement appr.aier les différences de construction du capot 16 de la souffiante, edu.capot 18du générateur de ga,.et de la partie aval B-- du capot de soufflante. On a représenté en outre, par une E=-ction hachurée-,30 une-:région qui separe les lignes de partape de. flux des deux moteurs.:L.e périmètre extérieur 32 de ce-te section hachurée estl'emplacement de la ligne de partage de filx pour-le moteur de l'art antérieur, et le périmètre -.intérneur 3.4 est1'emplacement de la ligne de partage de flux -.pour =n moteur utilisant la présente invention. La différence de r-=ximité avec l'aile de 1'a.4vion apparait immédiatement. -.10- 2477100 REVENDICATIONS - 1. Système d'éjection d'air de dilutim e 3eur Z - turbosoufflante dans un avion du type comportant un weeur à turbos=ufflante monté sous l'aile, ce moteur ayant un capot de soufflante (16) qui entoure radialement une soUffgmmtel t ^t qui a un profil-de surface intérieure à une extrémité aval du canal de soufflante qui est radialement incurvé et un canal d'air de dilution de soufflante (24) monté autour d'un axe central au moteur, ce canal de dilution (24) étant porwvua d'un col Ue tuyère placé en amont de la sortie du canal dm dilution (24), ce canal de dilution (24) étant adapté p ur- éjecter re l'air de dilution de soufflante de manière générale vers l'arière, et de l'air radialement vers-l'intérieur par rapport = l'axe central du moteur pendant le fonctionnement en vol de croisière de l'avion, système caractérisé en ce ie - le canal fe dilution (.24) est pourvu d'une section divergente en aval au col de tuyère avec un profil de section d'écoaulment croissan-- 2. Système selon la revendication 1, carac*tris en ce que la longueur de la section divergente est une longueur- prédéteraminée dans le but de faire coincider généralement Sa- pression d'air de dilution avec la pression d'air extérieur pendant e vol de croisière de l'avion. 3. Système selon la revendication 1 ou 2, caractéris6 en ce que le canal de dilution (24) éjecte de l'air de dilu- tion vers une région entourant un capot conique (18) de gIL- rateur de gaz, et en ce que le capot conique (18) du généra-- teur de gaz a un rayon extérieur diminuant régulièrement d-mn endroit s-itué en avant de la sortie du canal de dilution t2-4. vers une extrémité arrière du capot du générateur de gaz. 4. Système d'éjection d'air de dilution d'un moteur - à turbosmufflante pour un avion du type ayant un moteur à * turbosou-flante monté sous l'aile, ce moteur comportant un cepot de souffante (16) qui entoure radialement une-soufflante et un canai de dilution (24) monté autour d'un axe' central du moteur, =e canal de dilution éjectant l'air de dilution dans une dire=tion générale vers l'arrière, système caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour éloigner l'air de dilution de la sc=fflante de:l'aile dans lé but de réduire l'effet néfaste surla sustentation de l'aile pendant le fonctionnement de l'avimn.