直接的な推力でエンジンを運転するための上流引込位置と下流伸長位置との間で軸方向並進によって移動され得る環状キャップ要素27、127、227と、前記キャップ要素と同軸であり、半径方向に配向されたフィンから成り、かつそれらの間に半径方向案内通路を配置するように軸方向に間隔を置いて配置される円筒状リングセクタの形のカスケードベーンスラストリバーサ28、128、228とを備える、分離した流れを有するバイパスターボジェットのコールドフローノズルであり、キャップ要素が、下流伸長位置でスラストリバーサカスケードベーンを通して前記半径方向通路を清浄にするノズルであって、a.カスケードベーン28、128、228を形成するリングセクタの半径が、キャップ要素27、127、227の円周に沿って一定でなく、b.前記環状キャップ要素27、127、227が、コールドフローダクトの周縁を画定する内壁27int、127int、27intと、ナセルのケーシングの外壁27ext、127ext、227extとを備え、壁のうちの少なくとも1つの横断面の半径が、キャップ要素の円周に沿って移動する場合に一定でなく、断面が、キャップ要素の上流端縁とその下流端縁との間に作られることを特徴とする、ノズル。カスケードベーン28の半径が、最小値と最大値との間で変化し、2つの値が、軸線を通過する半径方向の、互いに垂直な平面に対応する、請求項1に記載のノズル。前記2つの平面のうちの一方が垂直であり、他方が水平である、請求項1および2に記載のノズル。偏向縁229と呼ばれる半径方向通路の上流端縁が、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さが、キャップ要素の円周に沿って一定である、請求項1から3のいずれか一項に記載のノズル。半径方向通路の偏向縁29、129と呼ばれる上流端縁が、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さが、キャップ要素の円周に沿って変化する、請求項1から3のいずれか一項に記載のノズル。軸方向に測定されるカスケードベーン28、228の長さが、キャップ要素の円周に沿って一定である、請求項1から5のいずれか一項に記載のノズル。軸方向に測定されるカスケードベーン128の長さが、キャップ要素の円周に沿って変化する、請求項1から5のいずれか一項に記載のノズル。横断面が、長円形の形状を有し、特に前記横断面の半径の最も小さいものが垂直である、請求項7に記載のノズル。キャップ要素の下流端縁127f、227fが円形である、請求項8に記載のノズル。高バイパス比を有する、したがって大きなファン直径を有するエンジンを目的とする場合には、航空機にそれらを取り付けるという問題が生じる。エンジンが航空機の翼の下に取り付けられなければならない場合、これは、通常、翼に固定されるパイロンに懸架される。通常、それらのナセルを有する大直径のエンジンの大きさの問題は、翼の前縁に対してできるだけ遠くに上流にそれらを配置することによって緩和される。しかしながら、それらの後方部分は、翼の近くのままであり、翼の高さよりも低い高さに位置していなければならない。したがって、存在するガス流、特に、翼の表面について抵抗を生じる周縁のバイパス流の相互作用に考慮を払わなければならない。また、これが操縦中に全く接触を持たないように十分な地上高を設けることが必要である。本出願人は、目的として、エンジンのファン直径を犠牲にする必要なしに航空機の翼の下にエンジンを取り付けることを課している。換言すれば、これは、航空機の翼の地上からの高さによって課せられる制約を考慮した、最も大きな可能なファン直径を有するエンジンを取り付けることが必要である。出願人によって定められる特定の目的は、その高さが低減され得るようにエンジンのナセルの後方部分を製作することである。後方でのエンジンの全体径は、コールドフローノズルの全体径、より詳細にはノズルの外方キャップ要素の全体径であるので、本出願人は、目的として、それの垂直方向の寸法を低減することを課している。本発明によれば、上記の目的は、主クレームの特徴を有する分離した流れを有するバイパスターボジェットのコールドフローノズルによって達成される。半径は、周縁の問題となっている点におけるカスケードベーンとエンジンの軸線との間の距離を意味することが意図される。方位角方向に推力逆転カスケードベーンの半径方向位置を変化することによって、ナセルの大きさが、方位角について変化し、したがってその環境の大きさの制約にこれを適応させるように、キャップ要素を楕円化し、または変形させるようになることができる。1つの特定の実施形態によれば、カスケードベーンの半径は、最小値と最大値との間で変化し、2つの値は、軸線を通過する半径方向の、互いに垂直な平面に対応する。より詳細には、2つの平面のうちの一方は垂直であり、他方は水平である。簡単な実施形態によるカスケードベーンの形状は、楕円形または実質的に楕円形である。楕円形の大きな軸線は、たとえば水平であるが、エンジンの環境に応じて、これは、水平方向に対して傾斜され得る。他の特徴によれば、偏向縁と呼ばれる半径方向通路の上流端縁は、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さは、キャップ要素の円周に沿って一定である。先行する実施形態の変形によれば、半径方向通路の偏向縁と呼ばれる上流端縁は、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さは、キャップ要素の円周に沿って変化する。これは、スラストリバーサが動作位置にある場合に冷気流の空気力学的調整の手段を与える。他の特徴によれば、軸方向に測定されるカスケードベーンの長さは、キャップ要素の円周に沿って一定であり、またはキャップ要素の円周に沿って変化する。より詳細には、横断壁のうちの少なくとも1つの前記横断面は、長円形の形状を有し、特に前記半径の最も小さいものは、垂直である。これは、バイパス流ナセルの後方部分の上下の大きさの問題を解決するための最も簡単な解決策である。1つの特定の実施形態によれば、キャップ要素の下流端縁は円形である。この実施形態は、排出ゾーンでなく内部ノズルの部分だけを変形させまたは楕円化するという利点を有し、したがって、ノズルの楕円化または変形と関連する空気力学的問題を制限する。本発明の他の特徴および利点は、それぞれを表す添付の図を参照して、次の説明を読むと明らかになるであろう。図3で見ることができるように、分離した流れおよび前部ファンを有するバイパスターボジェットは、その形状が空気力学的要求に適合するナセルに包囲されるファンケーシング自体の内側にファンロータ2を備えている。ファンの下流に向かって、空気の部分、主流Pは、ガス発生器を形成するエンジンの内側に案内される。この主流Pは、圧縮され、環状燃焼室5に送り込まれる。燃焼ガスは、ファンおよび圧縮機ロータを駆動するさまざまなタービン段で膨張される。下流に向かって、主流は、高温ガスの主排気ノズルの中に排出される。ファンからの空気の残部は、空気流Sのダクトが主流のそれと同軸であるバイパス空気流Sを形成する。バイパス流は、案内羽根2’および中間ケーシングのアームによってエンジンの軸線XXに関して真っ直ぐにされ、次いで、バイパス流ノズルを通して排出される。ナセルは、エンジンに送り込むために形成されファンケーシングに取り付けられる環状空気入口3を備えている。ファンケーシングは、ファンからのバイパス空気流を真っ直ぐにする羽根2’の下流に延在する固定ナセル要素4で包囲される。ナセルのこの固定部分4と一直線をなして、ガス発生器のフェアリングによって環状ノズルを形成するキャップ要素7が取り付けられる。既に上記で説明しているように、キャップ要素7は、着陸すると、直接的な推力に対して逆方向に推力を発生することによって航空機の速度を減少させることが必要な場合に、スラストリバーサカスケードベーン8を現すように並進で移動し得る。先行技術のノズルでは、それらが収容されるキャップ要素7およびカスケードベーン8の組立体は、エンジンの軸線を中心とする回転容積を形成する。図4は、機械の軸線XXで見られるように、カスケードベーンの組立体の外観だけを概略的に示している。組立体は円形である。本発明によれば、カスケードベーンの環状組立体は、軸線XXから測定される半径がキャップ要素の円周にわたって移動する場合には一定でないように改変される。例示的な実施形態が図5に示されている。カスケードベーン28として示されるカスケードベーンの組立体は、軸線XXを通過する垂直面において軸線XXに対して半径R1、および軸線を通過する水平面において半径R2を有し、ここで、R1<R2である。カスケードベーン28の形状は、大きな水平軸線および小さな垂直軸線を有する実質的に楕円形である。それぞれ垂直および水平の2つの平面についての軸線に対するノズルの形状が、図6に示されている。簡略化を目的に、および理解を助けるために、カスケードベーン28、その内壁27intおよびその外壁27extを有するキャップ要素27の輪郭、ならびにバイパス流の偏りのための半径方向通路の上流の偏向縁29が、示されているすべてのものである。偏向縁29は、凸湾曲形状を有し、カスケードベーン28の上流側平面29aから上流側端部まで延在する。実線の表現は、水平面の軸方向部分に対応し、破線の表現は、垂直面の軸方向部分に対応する。バイパスダクトの外壁を画定する内壁27intは、軸線を中心とする回転面ではないことが分かり得る。この壁は、図の尖端によって示される平面29aの下流に延在し、偏向縁の上流側端部を形成する。この平面29aの上流に向かって、バイパスダクトの外壁は、本発明において包含されない。したがって、バイパス流17’のダクトは、偏向縁の上流側端部29aを通過する横断面上で軸対称であり、この場合、下流方向に徐々に変形する。バイパス流17’のダクトの内壁を画定するガス発生器のフェアリング16は、回転面であり、これは円形断面を有する。ナセルの外壁、そのキャップ要素27の外側部分27extは、キャップ要素の内側部分27intよりも大きな長さにわたって垂直長手方向面に小さな半径を有する。翼の下での取付けというこの例の目的である用途について、これは、バイパス流ノズル部分でナセルの上下の大きさを減少させる。示された実施形態がただ1つの可能なものではなく、エンジンが取り付けられる環境に関連する要求に適合できるように、多くの変形が可能である。このように、図7は、28’の記号のついたスラストリバーサカスケードベーンの異なる楕円化を示しており、ここに、大きな軸線AAは、水平方向に対して45°で傾斜されている。図8は、他の可能な非限定的な変形を示している。カスケードベーン28は、ある楕円形状部分と、フラップを有する別の部分とを有する。カスケードベーンの長さ、でなければ偏向縁の長さおよび高さ、でなければバイパス流の排出面のノズルの形状、あるいはこれらのパラメータの組合せに関連する他の変形が可能である。したがって、図9は、それぞれ、破線で示される垂直長手方向面において、実線で示される水平面において見られるキャップ要素127が、偏向縁129の上流側端部129aと排出面127fとの間で変化する内壁127intおよび外壁127extを有する変形を示している。この変形は、排出面においてノズル127fの外壁の円形形状の特定の特徴を有する。カスケードベーン128は、垂直面と水平面との間で変化する半径を有することが分かり得る。図10は、3つの特徴を組み合わせたノズル形状の他の変形を示している。カスケードベーン228は、軸線XXに対する半径についてばかりでなく、長さについても変化する。実線で示される水平面のその長さlは、破線で示される垂直面のその長さよりも長い。その上流側端部229aから測定される偏向縁229の長さは、他方では一定であり、図で見ることができるように、長さは、垂直面および水平面について同一である。排出面のノズルの外壁227fは円形である。本発明は、説明された実施形態に限定されるものではなく、これは、当業者の範囲内にあるすべての変形を包含するものである。