FR3043648A1 - Voilure propulsive d'un aeronef - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une voilure propulsive (1,7) d'un aéronef (10), comportant au moins deux longerons structuraux amont et aval (11, 12) s'étendant suivant une direction d'envergure de la voilure (E-E) et un ensemble de propulsion (7) comprenant au moins deux soufflantes (9, 10) entraînées chacune par au moins un générateur de gaz (8). Selon l'invention, au moins un générateur de gaz (8) s'étend selon un axe distant de l'axe de rotation d'au moins une soufflante (9, 10), et au moins un des longerons (11, 12) comprend une première et une deuxième parties (11a, 11b, 12a, 12b) entre lesquelles l'ensemble de propulsion (7) est disposé, les première et les deuxième parties étant reliées ensemble par une structure rigide (13) conformée de manière à s'étendre au moins en partie autour desdites soufflantes, l'ensemble de propulsion (7) étant supporté par la structure rigide.

Description

Voilure propulsive d'un aéronef 1. Domaine de l'invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et se rapporte à une voilure propulsive d'aéronef, et plus particulièrement une voilure équipée d'au moins un ensemble de propulsion formé d'au moins un générateur de gaz et d'au moins deux soufflantes. L'invention vise également un aéronef équipé d'une telle voilure propulsive. 2. Etat de la technique L'évolution naturelle des turboréacteurs multiflux présentant une soufflante est de réduire la consommation spécifique en augmentant le taux de dilution, qui est le rapport du flux secondaire au flux primaire. Dans le cas des moteurs conventionnels à double corps et double flux avec une turbine directement liée à la soufflante, les augmentations du taux de dilution sont limitées notamment par la difficulté à concilier le nécessaire ralentissement de la vitesse de rotation de la soufflante et l'impact d'un tel ralentissement sur l'augmentation de charge et la dégradation de performance de la turbine basse pression. Les architectures de types connus sous le nom de GTF qui est l'acronyme de « geared turbofans » comme UHBR, « ultra high bypass ratio » dans lesquelles le rotor de soufflante est entraîné par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesse, répondent partiellement à cet objectif en optimisant l'efficacité de la turbine tout en autorisant un régime de soufflante modéré.
Toutefois, indépendamment de cet objectif d'optimisation des rendements de composants internes à la turbomachine, augmenter davantage le taux de dilution sur de tels moteurs accrochés sous la voilure serait contraint par la garde au sol minimale à respecter sans avoir un train d'atterrissage dont la longueur serait accrue par rapport à l'état de l'art actuel, le taux de dilution étant lié au débit passant dans la soufflante donc à son diamètre. De plus, des diamètres de soufflante toujours plus élevés, conduisant à des régimes de rotation de plus en plus faibles, complexifieraient l'architecture de la transmission de puissance (en raison de l'augmentation du rapport de réduction du réducteur) et auraient un impact sur les masses du moteur non négligeable.
Pour augmenter le taux de dilution de l'ensemble de propulsion tout en conservant une garde au sol convenable pour la voilure propulsive de l'aéronef, dans un montage de l'ensemble de propulsion sous la voilure, une solution connue consiste à utiliser un moteur à plusieurs soufflantes déportées par rapport à au moins un générateur de gaz.
Cependant, les architectures de ce type d'ensemble de propulsion renferment un certain nombre de contraintes sur la traînée, l'opérabilité de l'avion (diminution des surfaces des volets disposés au bord de fuite de l'aile et la masse qui doivent être résolues :
Avec un ensemble de propulsion positionné sous la voilure et composé par exemple de deux soufflantes déportées de part et d'autre d'un seul générateur de gaz, les phénomènes de traînée induite par la nacelle sont amplifiés. La conséquence est une dégradation de la performance du moteur.
De plus, la position de cet ensemble peut entraîner une diminution à iso-voilure des surfaces des volets, et donc des capacités de l'avion lors des phases de décollage et d'atterrissage, ce qui nécessite une piste plus longue.
La disposition conventionnelle de l'ensemble de propulsion sous la voilure, en amont de celle-ci, implique un moyen de suspension visant à reprendre les efforts de cet ensemble de propulsion vers des longerons de la voilure. Un pylône conventionnel est typiquement utilisé et positionné entre les deux soufflantes. Le positionnement du centre de gravité de l'ensemble de propulsion, relativement loin en amont par rapport au pylône, engendre un impact en masse important sur le pylône ainsi que sur la structure de la voilure pour que le pylône et la voilure soient capables de supporter le porte à faux de l'ensemble de propulsion, et empêche une optimisation en performance de l'ensemble moteur. De plus, le pylône n'est pas conçu pour subir des efforts opposés de la part des deux soufflantes qui engendreraient un couple de torsion selon un axe vertical, par exemple lorsqu'un des deux mécanismes d'inversion de poussée est en panne.
Il est connu du document FR 2 622 507 un ensemble de propulsion de type turboréacteur à double flux conventionnel accroché à une poutre servant de nervure aux longerons de la voilure, cette poutre s'étendant depuis un bord d'attaque vers un bord de fuite de la voilure. Au moins deux bras relient le générateur de gaz à la poutre. Cet agencement reste assez pénalisant en termes de traînée aérodynamique et de garde au sol puisque l'ensemble de propulsion reste disposé sous la voilure. 3. Objectif de l'invention
La présente invention a pour objectif de fournir une voilure propulsive pour aéronef, c'est-à-dire un dispositif constitué d'une voilure avec un ensemble de propulsion supporté par la voilure, qui permette un gain de masse et de traînée aérodynamique tout en améliorant le taux de dilution de l'ensemble de propulsion ainsi que la garde au sol de cet ensemble de propulsion. 4. Exposé de l'invention
On parvient à cet objectif conformément à l'invention grâce à une voilure propulsive d'un aéronef comportant au moins deux longerons structuraux amont et aval s'étendant suivant une direction d'envergure de la voilure et un ensemble de propulsion comprenant au moins au moins deux soufflantes entraînées chacune par au moins un générateur de gaz, au moins un générateur de gaz s'étendant selon un axe distant de l'axe de rotation d'au moins une soufflante, et au moins un des longerons comprenant une première et une deuxième parties entre lesquelles l'ensemble de propulsion est disposé, les première et les deuxième parties étant reliées ensemble par une structure rigide conformée de manière à s'étendre au moins en partie autour des desdites soufflantes, l'ensemble de propulsion étant supporté par la structure rigide.
Ainsi, cette solution permet d'atteindre l'objectif susmentionné. En particulier, la voilure séparée par l'ensemble de propulsion permet de réduire l'impact sur la traînée tout en assurant une transition des efforts. En effet, l'intégration de l'ensemble de propulsion dans la voilure permet de minimiser les surfaces impactant sur la traînée telles que les nacelles de soufflante et un pylône. Par ailleurs, la structure supérieure étant fixée à l'ensemble de propulsion, cette configuration permet de s'affranchir de l'intégration d'un pylône tout en permettant une transition des efforts.
Selon une caractéristique de l'invention, la structure rigide est une structure supérieure s'étendant au dessus de l'ensemble de propulsion.
En particulier, la structure supérieure comprend au moins deux profilés auxquels sont fixés des organes de suspension des soufflantes et du générateur de gaz.
Selon une caractéristique de l'invention, la voilure propulsive comprend des réservoirs de carburant agencés de part et d'autre de l'ensemble de propulsion, ainsi que des moyens de blindage s'étendant suivant une direction sensiblement transverse à la direction d'envergure de la voilure et agencés pour protéger les réservoirs de carburant dans l'éventualité de l'éjection accidentelle d'un élément de l'ensemble de propulsion, notamment l'éclatement d'un disque de turbine du générateur de gaz.
De manière avantageuse, mais non limitativement, les moyens de blindage comprennent au moins deux plaques de blindage fixées chacune à une extrémité de la première partie ou de la deuxième partie d'un longeron, entre l'ensemble de propulsion et le réservoir de carburant à protéger.
Selon encore une caractéristique avantageuse, au moins une des plaques de blindage relie un longeron amont à un longeron aval et sert de nervure rigidifiant la voilure.
Selon une autre caractéristique de l'invention, les réservoirs de carburant de part et d'autre de l'ensemble de propulsion sont reliés entre eux par des canalisations de carburant disposées chacune entre un profilé de la structure rigide et une peau extérieure de la voilure, de façon à ce que chaque canalisation de carburant soit protégée par le profilé dans l'éventualité de l'éjection accidentelle d'un élément de l'ensemble de propulsion.
De manière avantageuse, mais non limitativement, les soufflantes sont décalées axialement l'une par rapport à l'autre de façon à ce que la distance entre une entrée d'air d'une soufflante et le bord d'attaque de la voilure soit sensiblement la même pour toutes les soufflantes.
Selon une autre caractéristique de l'invention, la voilure comprend une structure inférieure articulée à au moins un des longerons et formant une partie de la surface de l'intrados de la voilure de manière à permettre la maintenance de l'ensemble de propulsion
De manière avantageuse, l'ensemble de propulsion comprend deux soufflantes entraînées par un générateur de gaz disposé entre elles.
Selon une autre caractéristique de l'invention, les axes des soufflantes et les axes de chaque générateur de gaz s'étendent dans un même plan, un espace étant ménagé entre un carter extérieur d'un générateur de gaz et un carter extérieur d'une soufflante adjacente, et en ce que la structure rigide supérieure présente au moins un bras qui s'étend dans cet espace pour supporter un dispositif de verrouillage et/ou d'articulation de la structure inférieure. 5. 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 modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 montre une vue partielle d'un aéronef comportant une voilure propulsive selon l'invention dans laquelle est intégré un ensemble de propulsion avec deux soufflantes entraînées par un générateur de gaz;
La figure 2 représente schématiquement une vue partielle en coupe verticale de l'ensemble de propulsion intégré dans la voilure propulsive de la figure 1 ;
La figure 3 est une vue schématique et en coupe horizontale de la voilure de la figure 1 ;
La figure 4 est une vue schématique de la voilure propulsive selon une coupe verticale passant par l'axe X du générateur de gaz de la figure 3 ; et,
Les figures 5 à 7 représentent de manière schématique des agencements d'un ensemble de propulsion selon différents modes de réalisation. 6. Description de modes de réalisation de l'invention
La figure 1 illustre partiellement un aéronef 10, et en particulier un avion, comportant un fuselage 2 allongé suivant un axe d'allongement et une de ses deux voilures 1 ou ailes latérales de sustentation reliée au fuselage 2. Les voilures 1 sont disposées de part et d'autre du fuselage 2. Chaque voilure 1 s'étend suivant une direction d'envergure E-E depuis le fuselage 2 et comprend une surface supérieure 3 dite extrados et une surface inférieure 4 opposée dite intrados, et qui sont reliées l'une à l'autre par un bord d'attaque 5 en amont et un bord de fuite 6 en aval de la voilure 1. Dans la présente invention les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la direction d'avancement de l'avion.
Un ensemble de propulsion 7 de la voilure propulsive est supporté par la voilure 1 représentée. Bien entendu la voilure propulsive opposée supporte également un ensemble de propulsion 7 identique.
Cet ensemble de propulsion 7 comprend un générateur de gaz 8 d'axe longitudinal X sensiblement parallèle à l'axe d'allongement du fuselage 2 et deux soufflantes 9, 10 déportées de part et d'autre de l'axe X du générateur de gaz 8. Le générateur de gaz 8 comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Il se termine à l'aval par une tuyère d'éjection des gaz. Il peut être mono ou multi flux , simple ou multi corps selon les besoins.
Les soufflantes 9, 10 sont entraînées via un mécanisme de transmission de puissance (non représenté) couplé à un arbre de turbine du générateur de gaz.
Il est à noter qu'en alternative, l'ensemble de propulsion peut aussi être formé par une turbomachine classique avec l'ajout d'au moins une soufflante déportée. En d'autres termes, un tel ensemble de propulsion comprendrait au moins une soufflante déportée par rapport au générateur de gaz et une soufflante liée directement au générateur de gaz.
En référence aux figures 2 et 3, chaque voilure 1 comprend un longeron structural amont 11 et un longeron structural aval 12 s'étendant chacun suivant la direction d'envergure E-E la voilure 1. Chaque voilure 1 comprend également une pluralité de nervures 29 qui relient les longerons amont et aval 11, 12. Les longerons amont et aval et les nervures 29 compartimentent des espaces dans lesquels sont installés des équipements nécessaires au fonctionnement de l'avion. De tels équipements comportent des réservoirs 33, des câblages et conduits d'alimentation respectivement électrique et en carburant, etc. L'ensemble de propulsion 7 comprenant le générateur de gaz 8 et les soufflantes 9, 10 déportées est intégré à la voilure 1 de l'aéronef. A cet effet, au moins un des longerons comprend une première et une deuxième parties, par exemple sensiblement rectilignes, séparées par l'ensemble de propulsion 7 suivant la direction d'envergure de la voilure. Sur la figure 3 les longerons amont et aval 11, 12 sont formés chacun d'une première partie lia, 12a et d'une deuxième partie 11b, 12b de longeron. L'ensemble de propulsion 7 est agencé entre les premières parties lia, 12a des longerons amont et aval et les deuxième parties 11b, 12b des longerons amont et aval. En d'autres termes, chaque voilure est séparée suivant son envergure par le générateur de gaz 8 et les soufflantes 9, 10.
Une structure rigide 13 est solidarisée au moins à l'un des longerons amont et aval 11, 12. Cette structure rigide peut être formée uniquement par une structure supérieure de la voilure, de façon à faciliter l'accès à l'ensemble de propulsion 7 et à permettre son démontage par le bas de la voilure. Les termes « supérieur » et « inférieur » sont définis par rapport à une direction verticale, l'avion étant généralement positionné sensiblement à l'horizontal. Cette structure rigide 13 est conformée de manière à s'étendre au moins en partie autour des soufflantes 9, 10. En particulier, cette structure 13 peut avantageusement, mais non limitativement, être soudée à au moins l'un des longerons amont et aval.
La structure rigide 13 supérieure, telle qu'illustrée plus précisément sur la figure 3, est formée ici d'un profilé amont 14 dont une première extrémité 15 est fixée à une extrémité 16 de la première partie lia du longeron amont 11 et dont une deuxième extrémité 17 est fixée à une extrémité proximale 18 de la deuxième partie 11b du longeron amont 11. La structure supérieure 13 comprend également un profilé aval 19 dont une première extrémité 20 est fixée à une extrémité 21 de la première partie 12a du longeron aval 12 et une deuxième extrémité 22 est fixée à une extrémité proximale 23 de la deuxième partie 12b du longeron aval 12. Ces premier et deuxième profilés sont préférablement cintrés de manière à s'adapter dans une certaine mesure au profil du générateur de gaz 8 et des soufflantes 9, 10 tout en assurant une transition des efforts dans la voilure.
En alternative, au moins un profilé de la structure rigide 13 peut être formé d'un seul tenant avec au moins l'une des première et deuxième parties d'un longeron amont ou aval 11, 12. On considère alors dans la présente invention que l'ensemble de propulsion 7 est toujours disposé entre une première partie et une deuxième partie d'un longeron, et que la délimitation entre une première ou une deuxième partie d'un longeron et la structure rigide 13 se situe à un point où le profil du longeron suivant sa direction d'envergure présente une inflexion maximale. L'ensemble de propulsion 7 est fixé au moins en partie à la structure supérieure 13. En particulier, le générateur de gaz 8 est fixé au profilé amont 14 et au profilé aval 19. Les soufflantes 9, 10 sont fixées directement au profilé amont 14 près du bord d'attaque 5 de la voilure 1. Les soufflantes 9, 10 peuvent, bien entendu, être fixées également au profilé aval 19 .
Dans l'exemple illustré sur la figure 3, les soufflantes 9, 10 sont décalées axialement l'une par rapport à l'autre de manière à suivre la flèche que présente la voilure de l'avion. La soufflante extérieure 9 est décalée axialement par rapport au générateur de gaz 8 lui-même décalé axialement par rapport à la soufflante 10 qui est située du côté du fuselage 2. Par ailleurs, l'entrée d'air des soufflantes déportées est disposée à proximité et en amont du bord d'attaque de la voilure ce qui favorise un montage compact et minimise les perturbations aérodynamiques.
Dans l'exemple illustré sur la figure 2, le générateur de gaz 8 et les soufflantes 9, 10 sont agencés en ayant leurs axes dans un même plan de manière à conserver autant que possible un profil aérodynamique de la voilure. Il est entendu que de manière générale, l'axe d'un générateur de gaz n'est pas nécessairement dans un même plan que le plan formé par les axes des soufflantes quand ceux-ci sont parallèles entre eux. De plus, il n'est pas nécessaire que les axes des soufflantes soient sensiblement dans un plan formé par les longerons de la voilure, un écart est possible en fonction du profil des lignes aérodynamiques extérieures de la voilure.
Suivant un autre aspect de l'invention, une structure inférieure 24 est montée en partie inférieure de l'ensemble de propulsion 7. La structure inférieure 24 comprend ici, en référence à la figure 2, trois parties 25, 26, 27 pouvant former des capots. Les capots 25, 26, 27 comprennent des armatures articulées sur la voilure au moyen de charnières d'articulation 28 pouvant également constituer des dispositifs de verrouillage, dont les axes de pivotement sont sensiblement parallèles à l'axe du générateur de gaz 8. La structure rigide supérieure 13 comprend ici des bras 35 qui s'étendent chacun dans un espace ménagé entre un carter extérieur du générateur de gaz 8 et un carter extérieur de soufflante 9, 10. Ces bras 35 permettent de supporter les dispositifs de verrouillage et/ou d'articulation de la structure inférieure 24. Les capots latéraux 25, 27 peuvent être articulés respectivement avec au moins l'une des première et deuxième parties d'au moins un des longerons amont et aval 11, 12. La configuration de cette structure inférieure 24 permet d'accéder facilement et rapidement à l'ensemble de propulsion 7 pour assurer les opérations de maintenance. Cette structure inférieure 24, et en particulier les armatures des capots 25, 26, 27, peut également permettre de seconder la structure rigide 13 supérieure pour faire transiter une partie des efforts entre les première et deuxième parties des longerons amont et aval 11, 12.
En référence à la figure 4, la structure inférieure 24 comporte une partie de la peau formant l'intrados 4 de la voilure 1. La structure inférieure 24 forme ainsi les lignes aérodynamiques extérieures inférieures pour les soufflantes et le générateur de gaz. Quant à la structure supérieure 13, celle-ci est recouverte d'une peau en tôle ou en composite formant une partie de la surface de l'extrados 3 de la voilure 1. Ainsi, l'ensemble de propulsion est monté entre la surface de l'intrados et la surface de l'extrados de la voilure suivant la direction verticale.
Des passages de servitude 32 pour les équipements installés dans la voilure 1 sont prévus entre un profilé 14, 19 de la structure rigide supérieure 13 et la peau supérieure de la voilure, de façon à ce que chaque servitude essentielle, telle que par exemple une canalisation 34 de carburant, soit protégée par le profilé 14 dans l'éventualité de l'éjection accidentelle d'un élément de l'ensemble de propulsion. En particulier, ces servitudes essentielles, c'est-à-dire celles pour lesquelles un endommagement est jugé catastrophique au niveau de l'avion, doivent absolument être protégées en cas d'éclatement d'un disque de compresseur ou de turbine du générateur de gaz, voire des disques de soufflantes, bien qu'une telle éventualité soit extrêmement rare. La perte d'une aube de soufflante qui traverserait un carter de la soufflante constitue également un risque à prendre en compte dans la protection des servitudes.
Suivant un autre aspect de l'invention visible sur les figures 2 et 3, des moyens de blindage 30 sont intégrés de part et d'autre de l'ensemble de propulsion 7 de manière à protéger les équipements installés dans la voilure, notamment les réservoirs 33 de carburant lors de l'éjection accidentelle d'un élément de l'ensemble de propulsion. Ces moyens de blindage comportent au moins une plaque formant une traverse 31 traversant la voilure 1 depuis le bord d'attaque 5 vers le bord de fuite 6. Chaque plaque 31 présente une hauteur hl prédéterminée qui est fonction d'un angle a de cône d'éjection à protéger en cas d'un éventuel éclatement de disque du générateur de gaz. Les plaques 31 sont réalisées dans un matériau métallique tel que l'acier ou le titane ou un matériau composite résistant aux impacts. Elles forment au moins deux plaques de blindage fixées chacune à une extrémité de la première partie ou de la deuxième partie d'un longeron 11 ou 12, entre l'ensemble de propulsion et le réservoir de carburant à protéger.
Préférablement, au moins une des plaques de blindage 31 relie un longeron amont 11 à un longeron aval 12 et sert de nervure rigidifiant la voilure. Une plaque 31 assure alors avantageusement à la fois une fonction de blindage et une fonction de rigidification de la voilure.
En référence aux figures 5 à 7, différentes configurations possibles d'un ensemble de propulsion 7 peuvent convenir pour être intégrées dans une voilure de la même façon que décrit précédemment. Par exemple selon la figure 5, l'ensemble de propulsion 7 comprend trois soufflantes 9, 10, 10' et deux générateurs de gaz 8, 8'. Les soufflantes sont disposées de part et d'autre de chaque générateur de gaz 8, 8'. Les deux soufflantes latérales 10, 10' sont entraînées chacune par un seul générateur de gaz, alors que la soufflante centrale 9 peut être entraînée par les deux générateurs de gaz 8, 8'. Sur la figure 6, l'ensemble de propulsion 7 comprend deux soufflantes 9, 10 et un générateur de gaz 8. Les deux soufflantes sont disposées d'un même côté latéral du générateur de gaz 8. Les deux soufflantes peuvent être situées entre le générateur de gaz 8 et la partie de la voilure la plus proche du fuselage de l'avion, ce qui est avantageux dans le cas d'une aile présentant une forme dont l'épaisseur diminue en progressant du fuselage vers le bout de l'aile. La soufflante 10 la plus éloignée du générateur de gaz 8 peut être entraînée par un arbre de transmission relié par des engrenages à l'arbre de rotation de la soufflante centrale 9.
Enfin, sur la figure 7, l'ensemble de propulsion 7 comprend deux soufflantes 9, 10 et deux générateurs de gaz 8, 8'. Dans cet exemple, les deux soufflantes 9, 10 sont agencées entre les deux générateurs de gaz 8, 8' et sont entraînées chacune par un générateur de gaz dédié.
Il est entendu que dans les différentes configurations possibles d'un ensemble de propulsion 7, les diamètres des soufflantes ne sont pas nécessairement identiques entre eux, de même que les diamètres des générateurs de gaz s'il y en a plusieurs.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS
    1. Voilure propulsive (1,7) d'un aéronef (10), comportant au moins deux longerons structuraux amont et aval (11, 12) s'étendant suivant une direction d'envergure de la voilure (E-E) et un ensemble de propulsion (7) comprenant au moins deux soufflantes (9, 10) entraînées chacune par au moins un générateur de gaz (8), caractérisée en ce qu'au moins un générateur de gaz (8) s'étend selon un axe distant de l'axe de rotation d'au moins une soufflante (9, 10), et au moins un des longerons (11, 12) comprend une première et une deuxième parties (lia, 11b, 12a, 12b) entre lesquelles l'ensemble de propulsion (7) est disposé, les première et les deuxième parties étant reliées ensemble par une structure rigide (13) conformée de manière à s'étendre au moins en partie autour desdites soufflantes, l'ensemble de propulsion (7) étant supporté par la structure rigide.
  2. 2. Voilure propulsive selon la revendication 1, caractérisée en ce que la structure rigide (13) est une structure supérieure s'étendant au dessus de l'ensemble de propulsion (7).
  3. 3. Voilure propulsive selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la structure rigide (13) comprend au moins deux profilés (14, 19) auxquels sont fixés des organes de suspension des soufflantes et du générateur de gaz .
  4. 4. Voilure propulsive selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend des réservoirs de carburant (33) agencés de part et d'autre de l'ensemble de propulsion (7), ainsi que des moyens de blindage s'étendant suivant une direction sensiblement transverse à la direction d'envergure de la voilure (E-E) et agencés pour protéger les réservoirs de carburant (33) dans l'éventualité de l'éjection accidentelle d'un élément de l'ensemble de propulsion, notamment l'éclatement d'un disque de turbine du générateur de gaz.
  5. 5. Voilure propulsive selon la revendication 4, caractérisée en ce que les moyens de blindage (30) comprennent au moins deux plaques (31) de blindage fixées chacune à une extrémité de la première partie ou de la deuxième partie d'un longeron (11, 12), entre l'ensemble de propulsion (7) et le réservoir de carburant à protéger.
  6. 6. Voilure propulsive selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'au moins une des plaques (31) de blindage relie un longeron amont (11) à un longeron aval (12) et sert de nervure rigidifiant la voilure.
  7. 7. Voilure propulsive selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisée en ce que les réservoirs (33) de carburant de part et d'autre de l'ensemble de propulsion (7) sont reliés entre eux par des canalisations (34) de carburant disposées chacune entre un profilé (14, 19) de la structure rigide (13) et une peau extérieure de la voilure, de façon à ce que chaque canalisation de carburant soit protégée par le profilé dans l'éventualité de l'éjection accidentelle d'un élément de l'ensemble de propulsion.
  8. 8. Voilure propulsive selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les soufflantes (9, 10) sont décalées axialement l'une par rapport à l'autre, de façon à ce que la distance entre une entrée d'air d'une soufflante et le bord d'attaque (5) de la voilure soit sensiblement la même pour toutes les soufflantes.
  9. 9. Voilure propulsive selon l'une quelconque des revendications 2 à 8, caractérisée en ce qu'elle comprend une structure inférieure (24) articulée à au moins l'un des longerons (11, 12) et formant une partie de la surface de l'intrados (4) de la voilure (1).
  10. 10. Voilure propulsive selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'ensemble de propulsion (7) comprend deux soufflantes (9, 10) entraînées par un générateur de gaz (8) disposé entre elles.
  11. 11. Voilure propulsive selon l'une quelconque des revendications 9 et 10 prise en combinaison avec la revendication 9, caractérisée en ce les axes des soufflantes (9, 10) et les axes de chaque générateur de gaz (8) s'étendent dans un même plan, un espace étant ménagé entre un carter extérieur d'un générateur de gaz (8) et un carter extérieur d'une soufflante adjacente (9, 10), et en ce que la structure rigide (13) supérieure présente au moins un bras (35) qui s'étend dans cet espace pour supporter un dispositif de verrouillage et/ou d'articulation de la structure inférieure (24).
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