FR3041992A1 - Aeronef avec un moyen de propulsion a soufflante deportee - Google Patents

Abstract

La présente invention porte sur un aéronef comprenant une voilure (3) comportant un premier longeron amont et un deuxième longeron aval s'étendant suivant une direction d'envergure de ladite voilure, et, au moins un ensemble de propulsion supporté par la voilure, l'ensemble de propulsion comprenant un turbopropulseur et une hélice. Selon l'invention, l'hélice comprend un carter annulaire extérieur fixé sur une surface d'extrados de la voilure (3), et au moins au premier longeron amont via au moins une première et une deuxième attaches.

Description

Aéronef avec un moyen de propulsion à soufflante déportée Domaine de l’invention

La présente invention concerne le domaine de la propulsion aéronautique. Elle porte sur l’agencement des moteurs de propulsion sur un aéronef.

Etat de la technique L’évolution naturelle des turboréacteurs à multi flux est de réduire la poussée spécifique en augmentant le taux de dilution, c’est à dire le rapport du flux secondaire traversant la ou les soufflantes sur le flux d’air primaire traversant le corps central avec la chambre de combustion et les turbines. Dans le cas des turboréacteurs conventionnels avec une turbine liée directement à la soufflante, les taux de dilution sont limités par la vitesse périphérique en tête des aubes de soufflante. Les architectures à soufflante entraînée par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse - ou UHBR (ultra high bypass ratio) - taux de dilution très élevé - répondent partiellement à ce problème en optimisant l’efficacité de la turbine à un régime de soufflante modéré.

Cependant, l’accroissement supplémentaire du taux de dilution sur de tels moteurs accrochés sous aile serait contraint par la garde au sol minimale de l’avion à respecter dans la mesure où le taux de dilution est lié au diamètre de la soufflante. En outre, des diamètres toujours plus élevés conduiraient à rendre l’architecture de la transmission de puissance plus complexe, entraînant une augmentation, non négligeable, des masses.

Une solution consistant à assembler plusieurs soufflantes sur des axes déportés, c'est-à-dire décalés latéralement, permet une augmentation du taux de dilution tout en conservant une garde au sol convenable sous l’aile de l’avion.

La mise en oeuvre de ces dernières architectures implique un certain nombre de contraintes à prendre en compte et à respecter. Il s’agit en particulier des contraintes suivantes : - Problème lié à la réalisation de la fonction d’inversion de poussée.

Sur les turboréacteurs conventionnels l’inversion de la poussée est réalisée par l’ouverture des capots de la soufflante et l’éjection de l’air inversé sur les côtés extérieurs de la nacelle. L’éjection du flux d’air produit n’est pas possible vers le bas, à 6 heures, en raison de la proximité du sol. Elle est impossible vers le haut, à 12 heures en raison de la présence du pylône d’accrochage du moteur et de l’aile. Elle est impossible aussi sur les côtés intérieurs pour les mêmes raisons liées aux obstacles rencontrés. L’absence ou la limitation de la fonction d’inversion de poussée augmente la longueur de piste nécessaire pour faire atterrir l’avion. Il faut donc atterrir uniquement sur des aéroports avec de grande piste, et le temps passé au sol par l’avion est augmenté car l’avion s’est plus éloigné de la zone d’embarquement, toutes ces conséquences implique un manque à gagner pour la compagnie aérienne. - Forte pénalité en masse de l’ensemble formé par la nacelle et la suspension du moteur.

Sur les turbosoufflantes conventionnelles, le centre de gravité de l’ensemble formé par la turbomachine et sa suspension doit être positionné entre les accrochages avant et arrière du pylône, afin de ne pas créer d’instabilité. Cependant lorsque la ou les soufflantes sont déportées sur les côtés du générateur de gaz, le fait d’avoir un deuxième module de soufflante à proximité du premier entraîne la localisation du centre de gravité vers l’amont de l’ensemble turbomachine / suspension. Cette disposition près du point d’accrochage amont est une source d’instabilité en vol. De plus, le centre de gravité étant excentré par rapport à l’axe du générateur de gaz, il contribue à imposer des moments de torsion et de flexion au pylône. - Problème lié au manque d’interchangeabilité des soufflantes.

Sur une turbo soufflante conventionnelle, il n’y a pas de contrainte de symétrie. En revanche dans le cas d’une architecture à multi soufflantes aves une soufflante déportée latéralement, un moteur situé d’un côté ne peut être déplacé sous l’aile du côté opposé de l’avion sans que cela impacte le montage des modules. - Optimisation du gain de consommation spécifique.

Dans le cadre d’une architecture à un seul pylône, on évite que le pylône ne travaille en torsion et en flexion tout en limitant l’impact de ces efforts sur la masse de la suspension en contrôlant les poussées fournies par les deux soufflantes. Supprimer cette contrainte reviendrait à ajouter un degré de liberté dans le modèle performance de l’ensemble propulsif. Cela serait un facteur éventuel de gain de consommation spécifique.

La présente invention a pour objectif de conserver les avantages de l’architecture à multi soufflantes tout en proposant une nouvelle configuration pour répondre aux problèmes observés, tels que rapportés plus haut, dans le cas des multi soufflantes à soufflantes déportée sous aile, à savoir : - Limitation de la fonction inversion de poussée ; - Pénalités de masse sur la partie pylône/suspension en raison d’un centre de gravité trop loin de l’aile ; - Risque de perte de performance avec une consommation des jeux due à la disposition d’un centre de gravité de manière excentrée de l’axe de la turbomachine ; - Non interchangeabilité des moteurs gauche et droite, produisant un surcoût en production mais aussi lors de la maintenance; - Gain en consommation spécifique pas assez favorable.

Exposé de l’invention

On parvient à réaliser ces objectifs, conformément à l’invention avec un aéronef comprenant au moins une aile comportant un premier longeron amont et un deuxième longeron aval s’étendant suivant une direction d’envergure de ladite voilure, et au moins moyen de propulsion fixé à une voilure le moyens de propulsion comprenant au moins un turbomoteur et une hélice, l’hélice comportant un carter annulaire extérieur fixé sur une surface d’extrados de la voilure, et au moins au premier longeron amont via au moins une première et une seconde attaches.

Par turbomoteur, on comprend ici un turboréacteur à multi flux, notamment à deux flux avec une soufflante carénée et un générateur de gaz qui est un moteur à turbine à gaz, la soufflante étant disposée du côté amont du générateur de gaz. Il peut s’agir aussi d’un turbopropulseur, la soufflante étant alors une hélice non carénée. Il peut s’agir aussi d’un turbo réacteur à doublet d’hélices contrarotatives. Par la suite on emploiera le terme hélice mais celui-ci inclura les soufflantes simples ou multiples ainsi que les hélices simples ou multiples.

Suivant une caractéristique de l’invention, le carter annulaire extérieur est fixé à l’un des longerons via un premier pylône.

En particulier, l’hélice comprend au moins un moyeu mobile, un carter central supportant le moyeu mobile et un mécanisme de transmission, et des bras radiaux reliant le carter central au carter annulaire extérieur.

Suivant une caractéristique de l’invention, le carter annulaire extérieur comprend une lèvre d’entrée d’air agencé en amont d’un plan transversal au bord d’attaque de la voilure.

Conformément à un mode de réalisation préféré, l'un des turbomoteur et de l’hélice est fixé sous l’aile et l’autre est fixée sur l’aile.

En particulier, les axes du turbomoteur et de l’hélice sont situés dans un même plan vertical.

Suivant une caractéristique de l’invention, le turbomoteur est suspendu à la voilure via un second pylône.

Conformément à une autre caractéristique, le turbomoteur comprend au moins un étage de turbine entraînant l’hélice déportée. De préférence l’hélice déportée est entraînée mécaniquement par ladite turbine.

Conformément à une autre caractéristique, le turbomoteur et/ou l’hélice comporte un moyen inverseur de poussée. Plus particulièrement, au moins celui du turbomoteur ou de l’hélice qui est monté sur l’aile comprend un moyen d’inversion de poussée apte à dévier le flux qui le traverse au moins vers le haut et/ou latéralement.

Alternativement, au moins le turbomoteur fixé sous l’aile comprend un moyen d’inversion de poussée apte à dévier le flux d’air le traversant au moins en partie latéralement.

Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de deux modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés.

Sur ces dessins :

La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale un exemple d’architecture de moteur associé à la voilure d’un aéronef, conforme à l’invention ; La figure 2 représente le schéma d’un montage vu de face ;

La figure 3 montre une variante de montage, conforme à l’invention et La figure 4 montre une variante de montage, conforma à l’invention.

Description détaillée de modes de réalisation de l’invention

En référence à la figure 1, l’ensemble de propulsion 1 est représenté monté sur la voilure 3 ou aile latérale de sustentation d’un aéronef. L’aéronef comporte au moins deux tels ensembles de propulsion, un sur chaque aile. Chaque aile comporte de manière connue un premier longeron structural amont et un deuxième longeron structural aval structural s’étendant depuis un fuselage suivant une direction d’envergure. Chaque aile 1 comprend une surface 6 supérieure dite extrados et une surface 8 inférieure opposée dite intrados, et qui sont reliées l’une à l’autre par un bord d’attaque en amont et un bord de fuite en aval de l’aile 3. L’ensemble de propulsion comprend un turboréacteur 5 d’axe XX suspendu à un pylône 7 sous l’aile en avant par rapport au bord d’attaque de l’aile. Le turboréacteur 5 comprend selon ce mode de réalisation une soufflante 51 à l’amont, l’amont étant défini par rapport au sens de déplacement de l’aéronef en vol. La soufflante est carénée par un carter 51C. En aval de la soufflante se trouve le générateur de gaz formé ici d’un moteur à turbine à gaz à double corps : un corps BP à basse pression, formé d’un compresseur 52 et d’une turbine 53, et d’un corps HP à haute pression, coaxial au corps BP, avec un compresseur 54 et une turbine 55. Une chambre de combustion 56 est alimentée par l’air comprimé issu des compresseurs 52 et 54 en série. Les gaz produits dans la chambre de combustion 56 mettent en mouvement successivement la turbine 55 HP et 53 BP qui entraînent respectivement les deux compresseurs, 54HP et 52 BP. La turbine BP entraîne la soufflante carénée 51 directement ou bien par un réducteur approprié. Le canal secondaire en aval de la soufflante 51 est selon ce mode de réalisation, plus court que le canal du flux primaire. Le flux secondaire et le flux primaire, ce dernier formant les gaz produits par la chambre de combustion, sont séparés, les deux flux sont éjectés dans l’atmosphère par des tuyères distinctes, concentriques. Le turboréacteur pourrait cependant être à flux mélangés, les deux flux étant mélangés en amont de la tuyère d’éjection des gaz.

En aval de la turbine BP 55, les gaz du flux primaire entraînent une turbine libre. Cette turbine 57 entraîne un arbre 57a en rotation. L’ensemble de propulsion comprend, selon l’invention, une hélice. Selon le mode de réalisation représenté, il s’agit d’une soufflante 9 d’axe YY, avec son carter 91. En particulier, la soufflante comprend une pluralité d’aubes mobiles de soufflante 93 qui sont montées et qui s’étendent radialement depuis l’arbre de soufflante 92 en rotation par rapport au carter 91. Le carter 91 présente une forme générale cylindrique. Le carter 91 ici annulaire extérieur comprend également un moyeu 94 interne traversé par l’arbre de soufflante 92 d’axe YY et une virole définissant une veine d’air annulaire fournissant la force de propulsion. Le moyeu et la virole sont reliés par des aubes de stator connues sous le terme de redresseurs ou d’aubes de guidage 95 de sortie pour la désignation anglaise de « Outlet Guide Vanes >> (siglée OGV) permettant de redresser le flux froid généré par la soufflante 51 circulant dans la veine annulaire. Ces aubes de stator sont pour au moins une partie d’entre elles mécaniquement structurantes et assurent la transmission des charges mécaniques entre le carter annulaire extérieur 91 et le moyeu 94. La tenue mécanique de l’ensemble de la soufflante est également assurée par une pluralité de bras radiaux 96 disposés en aval des aubes de stator qui relient le moyeu au mécanisme de transmission logé dans le carter annulaire extérieur 91.

La soufflante est montée sur l’aile, en particulier sur la surface d’extrados 6 par l’intermédiaire d’un pylône 11 ou de toute autre structure équivalente formant support de la soufflante sur l’aile. La soufflante peut se détacher au dessus de l’aile ou bien être au ras de l’aile selon les conditions aérodynamiques recherchées. L’axe de la soufflante 9 est sensiblement parallèle à celui du turboréacteur 5.

Dans l’exemple où la soufflante 9 est au ras de l’aile, voire intégrée dans l’aile tel qu’illustré sur la figure 4, l’ensemble de propulsion comprend des moyens de suspension comprenant une première attache amont et une seconde attache aval reliées au carter annulaire extérieur 91. La première et la seconde attache sont également reliées au premier longeron amont de la voilure.

De manière alternative, la première attache est reliée au premier longeron amont et la seconde attache est reliée au deuxième longeron aval.

Les attaches peuvent être fixées directement au longeron ou via un pylône.

Le turbomoteur peut également être agencé au moyen de deux attaches au longeron amont ou de manière alternative, une attache amont au longeron amont et une attache au longeron aval.

Selon cette représentation, le plan de rotation de la soufflante est en amont du bord d’attaque de l’aile 3. Plus précisément, le carter annulaire extérieur 91 comprend une lèvre d’entrée d’air agencé en amont d’un plan transversal au bord d’attaque de la voilure 3.

Le rotor de la soufflante est entraîné en rotation par un arbre intermédiaire 13. Celui-ci est, dans cet exemple, réalisé en deux parties. Une partie inférieure 13i sous l’aile et une partie supérieure 13s. Les deux parties sont reliées l’une à l’autre par un accouplement 13a approprié. Cet accouplement permet le démontage des deux parties de l’arbre intermédiaire. Il permet aussi d’assurer la transmission de mouvement en cas de non alignement résultant de déformations dans la structure susceptibles de survenir en vol. La partie inférieure 13i de l’arbre intermédiaire est entraînée en rotation par l’arbre 57a de sortie de la turbine libre 57 au travers d’un engrenage de renvoi conique 13ic. A l’autre extrémité la partie supérieure 13s engrène avec l’arbre 92a d’entrainement de la soufflante 9 par l’intermédiaire d’un engrenage conique 13sc.

En fonctionnement, le turbomoteur 5 formé par le turboréacteur fournit une partie de la poussée sur l’aéronef par l’ensemble du flux primaire et secondaire qui est produit. La turbine libre 57 entraîne en rotation le rotor de la soufflante 9 par l’arbre intermédiaire 13 fournissant ainsi une autre partie de la poussée.

Par rapport à un agencement de l’art antérieur où la soufflante déportée serait au même niveau axial que la soufflante 51 du turboréacteur, le centre de gravité CG de l’ensemble propulsif est décalé vers l’aval car la soufflante déportée 9 est en aval par rapport à la soufflante 51. Cette disposition est favorable en termes de stabilité en vol.

La figure 2 montre la disposition de l’ensemble de propulsion. Les axes du turboréacteur 5 et de la soufflante 9 sont avantageusement parallèles entre eux et dans le même plan vertical ce qui est favorable du point de vue de la stabilité en vol car les forces de poussée sont dans le même plan vertical. Cela est aussi favorable dans le cas accidentel d’un seul inverseur de poussée, soit sur l’hélice sous voilure, soit sur l’hélice sur voilure, qui s’activerait sans l’autre. Dans un tel cas, le pylône serait soumis à des efforts moins importants par rapport à une configuration avec deux hélices déportées latéralement sous voilure.

On observe également que par ce moyen le taux de dilution est augmenté par rapport à celui du turbo réacteur mais sans que la garde au sol n’ait été impactée.

Un carénage aérodynamique peut être agencé de manière à renforcer les performances aérodynamiques de l’ensemble de propulsion. En particulier, ce carénage pourrait se raccorder à la peau de la voilure et envelopper les longeront amont, aval et le ou les pylônes. Le carénage peut comporter une première partie de carénage destinée à coiffer le nez du ou des pylônes et une deuxième partie de carénage reliant la surface d’extrados de la voilure au carter annulaire extérieur 91 de la soufflante. La deuxième partie de carénage peu se terminer de manière avantageuse vers l’aval du pylône en se raccordant à une partie distale en pointe reliant la première partie de carénage et le bord de fuite. La deuxième partie de carénage peut encore former en partie supérieure une console la portion amont du carter 91 de la soufflante de sorte fournir un raccordement aérodynamique.

La fixation de la deuxième partie de carénage sur l’aval du pylône peut être assurée par des nervures terminales boulonnées sur des nervures longitudinales du longeron aval. La fixation peut être renforcée par des rivets ou boulons traversant le pylône et pénétrant dans des ouvertures prévues dans la deuxième portion de carénage. La partie distale de carénage peut présenter fixée par l'emboîtement de nervures boulonnées entre celles-ci.

De manière alternative, le carter annulaire de soufflante et carter du turboréacteur peuvent être fixés sur un même pylône ayant une structure unitaire ou composée, de sorte à équilibrer les poussées par rapport à la voilure autour de l'axe de torsion de celle-ci et de donner ainsi au centre de poussée une position avantageuse par rapport au centre de traînée. L'équilibrage des poids par rapport à l'axe de torsion est également très favorable à la stabilité de l’ensemble de propulsion et réduit la fatigue de l'aile. De plus, l’ensemble de propulsion est placé à une distance optimale par rapport à l’axe du fuselage et ceci sur une longueur appréciable de la voilure. Par ailleurs, le moment de flexion de la voilure lié au poids des soufflantes et du turboréacteur peut être réduit relativement à un agencement classique où les soufflantes et turboréacteur sont échelonnés le long de la voilure.

La superposition de la soufflante et du turbomoteur dans un plan vertical facilite leur montage réduit les mouvements de lacet provoqués par des soufflantes et turbomoteurs écartés l'un de l'autre le long la voilure, notamment en cas de panne de l'un des soufflante et du turbomoteur. La surface nécessaire pour le gouvernail ou son angle de braquage sont ainsi limités. L’ensemble de propulsion avec le turbomoteur et la soufflante disposés verticalement peut avantageusement remplacer un ensemble de propulsion classique. Cela permet divers choix de soufflante et/ou de turbomoteur. Les dimensions des carters peuvent être réduites. De ce fait, l'espace libre au sol par rapport à la partie inférieure du turbomoteur est rendu moins critique, ce qui permet d'équiper l'avion d'un train d'atterrissage plus court et plus léger avec en conséquence un accès facilité à la cabine et aux soutes.

Dans le cas où la soufflante et le turbomoteur sont disposés sur un même pylône, celui-ci peut d'un seul tenant. De manière alternative, il peut être en plusieurs parties. Dans le cas où le pylône est d’un seul tenant, la partie inférieure du pylône est fixée en point étant sensiblement situé en aplomb du longeront aval. Dans le cas d'un pylône en plusieurs parties, par exemple deux parties, le pylône comprend deux poutres avant et arrière, la poutre arrière est également rattachée en un point situé à la partie inférieure arrière de la poutre avant.

La soufflante et le turbomoteur peuvent être fixés sur le même pylône en deux points d’attache en ce qui concerne le turbomoteur, tels que dans la partie médiane de la voilure et en amont du pylône et en deux points d’attache pour la soufflante.

Le pylône en un seul tenant ou en deux parties assemblées, est de préférence constitué par une poutre nervurée.

Dans une réalisation particulière non représentée, le pylône peut être constitué par l'assemblage d'une poutre inférieure avant et d'une poutre ascendante arrière, chaque poutre peut comprendre une âme profilée nervurée respectivement à section rectangulaire, pourvue de nervures régulièrement échelonnées et de nervures de renforcement. Les âmes peuvent être recouvertes par des couvercles respectivement et sont bordées latéralement par des plaques de préférence qui présentent sur leur face interne des nervures de renforcement.

La poutre avant peut comporter de façon connue un nez triangulaire dans une région à l’avant du pylône. Elle présente d'autre part un profil en dos d'âne dans la région d'attache du turbomoteur au caisson de la voilure et la face arrière de l'âme peut être située sensiblement dans le plan de la face arrière du caisson de la voilure

En référence à la figure 4, au niveau du point B de fixation le couvercle des âmes de la poutre 7 présente un orifice pour une cheville fixée sur la face du caisson.

Enfin au niveau du point C, la face de la poutre inférieure 7 porte une oreille de part et d'autre de laquelle sont montées deux biellettes en V articulées à une oreille double assujettie sur la face arrière du caisson. Comme on le voit sur la figure 5, l'oreille double est de préférence ménagée à la base d'une fourche double dont les branches sont fixées sur toute la hauteur de la face du caisson de la voilure et enserrent celle-ci. Ce système de liaison permet d'absorber toutes les contraintes auxquelles peut être soumise la liaison entre la poutre inférieure 7 et le caisson 2 dans les diverses conditions de fonctionnement de l'avion. L'assujettissement mutuel des poutres 7, 8 et du caisson 2 au niveau des faces de ces pièces est complété de la manière suivante : au niveau du point D de fixation, les parties supérieures des faces portent chacune une double chape à deux oreilles respectivement, reliée par des biellettes verticales. La liaison est complétée par une biellette horizontale oblique disposée entre deux oreilles.

En partie basse, aux environs du point E, la fixation est assurée par une chape ménagée au bas d’une face dans laquelle pénètre une oreille fixée à la base d’une face de la poutre 8. Les moyens de fixation ainsi prévus confèrent à l'ensemble toute la rigidité et la sécurité désirables.

Un autre avantage de la solution apparaît sur cette figure. Les portes d’inversion de poussée peuvent être aménagées en cinq secteurs sans qu’il y ait un risque d’interférence des flux inversés avec une surface de l’aéronef. En M ou i2 les deux secteurs sont latéraux et permettent de générer des flux inversés, libres d’interférence avec le fuselage, l’aile ou encore le sol. En particulier, les portes d’inversion de poussée sont installées de part et d’autre du plan vertical passant par l’axe du turboréacteur et suivant un secteur angulaire compris entre +60° et --60° par rapport à un plan horizontal perpendiculare au plan vertical et entre 120° et -120° par rapport au plan horizontal en considéiant que le périmètre du carter annulaire forme un cercle. On maximise la portion de périmètre où des portes inverseurs peuvent être intégrées.

Il est encore possible d’aménager les inverseurs de poussée sur la soufflante 9. Ici trois orientations sont possibles : deux latérales, i3 et i4, et une, i5, vers le haut. L’ajout d’un secteur supplémentaire i5 par rapport à une soufflante conventionnelle sous aile apporte un gain d’efficacité de l’inversion de poussée. De manière avantageuse, mais non limitative, les portes d’inversion de poussée sont installées suivant un secteur angulaire compris entre - 60° et -120 ° par rapport au plan horizontal perpendiculaire au plan vertical passant par l’axe du turboréacteur. L’invention ne se limite pas à ce mode de réalisation. Le turboréacteur peut être un autre turbomoteur tel qu’un turbopropulseur avec une hélice à la place de la soufflante 51 ou encore la soufflante 9 peut être remplacée par une hélice.

La figure 3 montre une variante de réalisation où la disposition du turbomoteur 5 est sur l’aile alors que celle de la soufflante 9’ est sous l’aile. On retrouve les mêmes éléments que dans la réalisation de la figure 1 mais inversés par rapport à l’aile 3. Dans cet exemple, le carter annulaire extérieur de la soufflante peut être directement relié aux longerons amont et aval de la voilure ou être supporté par le pylône. L’entrée d’air du carter annulaire extérieur 91 est agencée en amont du plan transversal au bord d’attaque de la voilure 3. Le mécanisme de transmission relie la soufflante déportée au turbomoteur disposée sur la surface d’extrados de la voilure.

Claims (10)

1. REVENDICATIONS

   1. Aéronef comprenant : - une voilure (3) comportant un premier longeron amont et un deuxième longeron aval s’étendant suivant une direction d’envergure de ladite voilure ; et, - au moins un ensemble de propulsion supporté par la voilure, l’ensemble de propulsion comprenant un turbomoteur et une hélice, caractérisé en ce que l’hélice comprend un carter annulaire extérieur fixé au moins au premier longeron amont via au moins une première et une seconde attache.
2. 2. Aéronef, selon la revendication 1, caractérisé en ce que le carter annulaire extérieur est fixé au longeron aval via la seconde attache.
3. 3. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le carter annulaire extérieur est fixé à l’un des longerons via un premier pylône.
4. 4. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, l’hélice comprend au moins un moyeu mobile, un carter central supportant le moyeu mobile, et des bras radiaux reliant le carter central au carter annulaire extérieur.
5. 5. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le carter annulaire extérieur comprend une lèvre d’entrée d’air agencé en amont d’un plan transversal au bord d’attaque de la voilure.
6. 6. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'un des turbomoteur et de l’hélice est fixé sous l’aile et l’autre est fixée sur l’aile, l’axe du turbomoteur et de l’hélice étant situé dans un même plan vertical.
7. 7. Aéronef selon la revendication 6, caractérisé en ce que le turbomoteur est suspendu à la voilure via un second pylône.
8. 8. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le turbomoteur est un turboréacteur à multi flux ou un turbopropulseur.
9. 9. Aéronef selon l’une des revendications précédentes dont le turbomoteur (5) comprend au moins un étage de turbine libre (57) entraînant ladite hélice (9).
10. 10. Aéronef selon l’une des revendications précédentes dont le turbomoteur et/ou l’hélice est équipé d’un inverseur de poussée.