FR3045011A1 - Turboreacteur multi-axial et partie arriere d'aeronef pourvue de tels turboreacteurs - Google Patents

Turboreacteur multi-axial et partie arriere d'aeronef pourvue de tels turboreacteurs Download PDF

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Abstract

La présente invention propose un nouveau type de moteur turboréacteur permettant de pallier au problème de l'UERF ou tout autre problème équivalent sans recourir à l'installation d'un bouclier. Le moteur (1, 1') turboréacteur comprend au moins trois zones dont une zone d'entrée d'air et une zone d'échappement. L'axe de la zone d'entrée d'air n'est pas confondu avec l'axe de la zone d'échappement dudit moteur (1, 1'), le moteur (1, 1') présentant de ce fait au moins deux axes se coupant et étant appelé moteur multi-axial. Ainsi, le moteur turboréacteur présente au moins deux zones d'orientations longitudinales différentes : en choisissant l'orientation de zones du moteur plus sensibles au détachement ou à la rupture d'éléments le générateur de gaz par exemple, cela permet de choisir également la direction des trajectoires possibles de ces éléments détachés.

Description

La présente invention concerne le domaine des turboréacteurs et de leur agencement en partie arrière d’un aéronef. La présente invention se rapporte à un nouveau type de turboréacteur, à la partie arrière de l’aéronef portant lesdits turboréacteurs, au procédé de réalisation de ladite partie arrière et à l’aéronef disposant d’une telle partie arrière. Elle s’applique plus particulièrement aux avions commerciaux.
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention s’intéresse aux aéronefs équipés de deux turboréacteurs appelés encore turbofan installés en partie arrière du fuselage de part et d’autre de celui-ci.
La partie arrière du fuselage comprend une partie de section variable portant l’empennage et située à l’arrière de l’aéronef soit à l’opposé du cockpit dans une configuration de type conventionnel.
TECHNIQUE ANTERIEURE
La demande EP 11382409.8 déposée le 28 décembre 2011 par la présente demanderesse décrit un aéronef dans lequel deux moteurs sont agencés à l’arrière de part et d’autre du fuselage. La figure 3 illustre par exemple des moteurs turboréacteurs semi-enterrés de part et d’autre d’un plan de symétrie du fuselage. Les moteurs de type semi-enterré présentent l’avantage de pouvoir ingérer une partie de la couche limite et d’en améliorer les performances.
Cependant, du fait d’être partiellement enterrés, la distance les séparant diminue. Le risque d’être impactés par un événement de type UERF (Uncontained Engine Rotor Failure) de ce fait augmente. L’événement de type UERF se caractérise par le détachement d’une partie interne au turboréacteur qui vient frapper le fuselage voire le moteur opposé directement ou indirectement. Une solution pour l’éviter proposée par la demande en question consiste à prévoir un bouclier interne positionné dans un plan de symétrie verticale du fuselage.
Cependant l’ajout d’un bouclier présentant une structure suffisamment solide augmente le poids de l’avion. Il nécessite également au vu de son encombrement de revoir l’organisation interne de la queue de l’avion pour permettre son installation.
Les demandes WO2014/074149 et US2014/025216 décrivent une zone d’entrée d’air, une zone d’échappement, l’axe de la zone d’entrée d’air n’étant pas confondu avec l’axe de la zone d’échappement. Dans la demande WO2014/074149 , la zone d’entrée d’air correspond à une simple ouverture dans le fuselage de l’avion. Dans la demande US2014/0252161, les deux parties du moteur d’axe non confondu sont reliées par un axe qui entraîne des hélices se trouvant dans l’axe de la zone d’échappement.
La présente invention a pour but de proposer un nouveau type de moteur turboréacteur proposant une alternative permettant d’augmenter l’ingestion de la couche limite et donc la performance moteur tout en palliant au problème de l’UERF ou tout problème équivalent sans recourir à l’installation d’un bouclier.
EXPOSE DE l’INVENTION
Pour ce faire, la présente invention propose un moteur turboréacteur comprenant au moins trois zones dont une zone d’entrée d’air et une zone d’échappement caractérisé en ce que l’axe de la zone d’entrée d’air n’est pas confondu avec l’axe de la zone d’échappement dudit moteur, le moteur présentant de ce fait au moins deux axes se coupant et étant appelé moteur multi-axial.
Ainsi, le moteur turboréacteur présente au moins deux parties d’orientations longitudinales différentes : en choisissant l’orientation de zones du moteur plus sensibles au détachement ou à la rupture d’éléments le générateur de gaz par exemple, cela permet de choisir également la direction des trajectoires possibles de ces éléments détachés. Ainsi lorsque le moteur sera placé sur la partie arrière d’un aéronef au niveau de sa section variable, en ayant choisi une orientation adéquate pour certaines zones du moteur, la direction des trajectoires des éléments détachés ne rencontre pas le moteur disposé de l’autre côté de la partie arrière du fuselage.
Le moteur turboréacteur présente au moins l’une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. L’axe de la zone d’entrée d’air et l’axe de la zone d’échappement sont parallèles.
Le moteur turboréacteur comprend une zone d’entrainement ; l’axe de la zone d’entrainement n’est ni parallèle ni confondu avec les axes de la zone d’entrée d’air et de la zone d’échappement, le moteur présentant ainsi trois axes différents.
Le moteur turboréacteur comprend une zone de compression et une zone de combustion ; l’axe de la zone d’entrainement, de compression et de combustion sont confondus.
La présente invention concerne également une partie arrière d’aéronef présentant une partie de fuselage de section variable comprenant au moins deux moteurs turboréacteurs positionnés de part et d’autre de ladite partie et comprenant au moins trois zones dont une zone d’entrée d’air et une zone d’échappement, l’axe de la zone d’entrée d’air n’étant pas confondu avec l’axe de la zone d’échappement dudit moteur, le moteur présentant de ce fait au moins deux axes se coupant et étant appelé moteur multi-axial caractérisé en ce que le ou les axe(s) d’autres zones du moteur turboréacteur multi-axial est (sont) orienté(s) de manière qu’une ou plusieurs surface(s) de délimitation des trajectoires d’éléments détachés de chaque moteur turboréacteur ne rencontre(nt) pas le moteur turboréacteur opposé.
La partie arrière d’aéronef présente au moins l’une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
Ladite surface consiste en un cône représentatif d’un événement UERF établi pour une zone d’entrainement dudit moteur.
La forme du fuselage et/ou la forme et le positionnement des différents moyens de fixation des moteurs turboréacteur au fuselage sont déterminés pour permettre à la zone ou aux zones comprise(s) entre la zone d’entrée d’air et la zone d’échappement desdits moteurs de suivre le contour du fuselage et d’orienter la ou les surfaces de délimitation.
La zone d’échappement du moteur et la zone d’échappement de l’autre moteur ont fusionné pour ne former qu’une seule zone d’échappement positionné à l’extrémité arrière de ladite partie
La zone d’échappement est pourvue d’un système d’inversion de poussée.
La présente invention concerne également l’aéronef muni d’une telle partie arrière.
La présente invention concerne également un procédé de réalisation d’une partie arrière d’un aéronef présentant une section variable, portant au moins deux moteurs turboréacteurs comprenant au moins trois zones dont une zone d’entrée d’air et une zone d’échappement, l’axe de la zone d’entrée d’air n’étant pas confondu avec l’axe de la zone d’échappement dudit moteur, le moteur présentant de ce fait au moins deux axes se coupant et étant appelé moteur multi-axial, le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend une étape consistant à positionner les moteurs de part et d’autre de ladite partie variable de manière qu’une ou plusieurs surface(s) de délimitation des trajectoires d’éléments détachés de chaque moteur turboréacteur ne rencontre(nt) pas le moteur turboréacteur opposé.
Le procédé comprend une étape consistant à choisir l’orientation des axes des moteurs multi-axiaux et à jouer sur la forme du fuselage et/ou la forme et le positionnement des différents moyens de fixation des moteurs turboréacteur au fuselage pour permettre d’orienter la ou les surfaces de délimitation et les moteurs par rapport au contour du fuselage.
DESCRIPTION SOMMAIRE DES DESSINS D'autres buts, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre du moteur turboréacteur et de la partie arrière d’un aéronef pourvu d’un tel moteur selon l’invention, donné à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins ci-annexés dans lesquels : • la figure 1 représente une vue schématisée en coupe de côté d’un moteur turboréacteur de type connu ; • la figure 2 représente une vue schématisée en coupe de dessus d’une partie arrière d’aéronef pourvue de part et d’autre de deux moteurs turboréacteurs selon une forme de réalisation de l’invention ; • la figure 3 représente une vue schématisée en coupe de dessus d’une partie arrière d’aéronef pourvue de part et d’autre de deux moteurs turboréacteurs selon une autre forme de réalisation de l’invention ; • la figure 4 représente une vue schématisée en coupe de dessus d’une partie arrière d’aéronef pourvue de part et d’autre de deux moteurs turboréacteurs selon une autre forme de réalisation de l’invention ; • les figures 5a à 5d représentent une comparaison de l’impact d’un événement UERF sur une partie arrière selon l’art antérieur et sur une partie arrière selon les formes de réalisation des figures 2 et figure 3.
MANIERE DE REALISER L’INVENTION
Comme le montre la figure 1, la présente invention se rapporte à un moteur 1 turboréacteur ou turbopropulseur d’aéronef dans lequel de l’air est aspiré et comprimé pour être ensuite mélangé à un carburant dont la combustion provoque une forte dilatation des gaz : l’échappement des gaz fournit la poussée permettant le mouvement de l’aéronef vers l’avant mais permettant également la mise en mouvement du compresseur réalisant ladite compression.
Dans toute la description qui va suivre, par convention, la direction X-X correspond à la direction longitudinale de l’aéronef, qui est assimilable à la direction longitudinale de la partie 2 arrière de celui-ci. D’autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d’avancement de l’aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par le ou les turboréacteurs 1, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 4.
Le turboréacteur 1 comporte au moins cinq zones : - une zone 6 d’entrée d’air comprenant une entrée 8 d’air qui oriente la pénétration de l’air dans le moteur représentée par les flèches 10 et dans laquelle est logée une hélice 12 appelée soufflante permettant l’aspiration d’air ; - une zone 14 de compression pourvu d’un compresseur 16 permettant d’augmenter progressivement la pression de l’air aspiré ; - une zone 18 de combustion incluant une chambre 20 de combustion dans laquelle le carburant est injecté dans l’air comprimé provoquant sa combustion et l’éjection violente vers l’arrière de gaz chauds représentée par les flèches 22 ; - une zone 24 d’entrainement comportant une turbine 26 entraînée par l’éjection 22 de gaz chauds et permettant à son tour la mise en mouvement de l’hélice 12 et du compresseur 16 auquel elle est liée par un axe 28 ; - une zone 30 d’échappement présentant une tuyère 32 d’échappement réglant la sortie des gaz 22 fournissant la poussée permettant le mouvement de l’aéronef vers l’avant représenté par la flèche 4.
Dans la suite de la description, sera considéré comme axe d’une zone, l’axe longitudinal central de symétrie partielle ou totale des composants ou d’une partie desdits composant de cette zone. Dans le cas où une zone ne présenterait aucun composant présentant un axe de symétrie centrale partielle ou totale, on considère l’axe d’une zone voisine.
Ainsi par exemple l’axe A-A de la zone 6 d’entrée d’air dans les exemples illustrés sur les figures 1 à 5 n’est pas un axe de symétrie de la nacelle 34 au niveau de l’entrée d’air. Le moteur présente une configuration semi-enterrée. Dans une telle configuration, une partie de la nacelle 34 du turboréacteur 1 est constituée par le fuselage 36 et de ce fait la nacelle 34 ne présente pas comme dans le moteur de la figure 1 une forme symétrique. De ce fait, l’axe A-A de l’entrée d’air est constitué par l’axe de rotation de la soufflante 12 car il constitue un axe de symétrie pour ladite soufflante 12. L’axe B-B de la zone 14 de compression est constitué par l’axe du compresseur 16 et plus précisément l’axe de rotation des aubes 38 (pales ou équivalents) qu’il porte. L’axe C-C de la zone 18 de combustion est l’axe de symétrie longitudinale de la chambre 20 de combustion. Dans le cas où la chambre présente une forme dépourvue d’axe de symétrie longitudinal central, l’axe de la chambre de combustion est l’axe de la zone 14 de compression et/ou de la zone 24 d’entrainement. L’axe D-D de la zone 24 d’entrainement est constitué par l’axe de la turbine 26 et plus précisément par l’axe des pales 40 de ladite turbine 26. L’axe E-E de la zone 30 d’échappement est constitué par l’axe de la sortie de la tuyère 32.
Dans les moteurs de type connus, les axes A-A de la zone d’entrée d’air, B-B de la zone de compression, C-C de la zone de combustion, D-D de la zone d’entrainement et E-E de la zone d’échappement sont tous confondus le long d’un seul et même axe F-F comme le montre la figure 1. Les zones se succèdent et sont centrés autour d’un même axe longitudinal.
Pour offrir une nouvelle configuration de moteur permettant de répondre aux problèmes présentés précédemment, l’axe de la zone 6 d’entrée d’air n’est pas confondu avec l’axe de la zone 30 d’échappement. De ce fait, si les axes de ces zones extrêmes ne sont pas confondus, il s’en suit qu’il existe au moins une zone dont l’axe coupe au moins l’un des axes des zones extrêmes pour en permettre le raccord. De ce fait, le turboréacteur est dit multiaxial car les différentes zones qui le constituent présentent au moins deux axes différents non confondus qui se coupent. Le turboréacteur 1 ne présente pas une forme longiligne centrée sur un unique axe (F-F dans l’art antérieur illustré). Les différents composants du turboréacteur ne sont pas centrés sur un seul et même axe. L’axe d’une ou plusieurs zones est différent de l’axe d’une ou plusieurs autres zones. Le moteur présente au moins deux zones orientées dans une direction longitudinale différente.
Le moteur présente des zones au niveau desquelles des éléments peuvent se rompre ou se détacher compte-tenu par exemple des vibrations ou autre effets thermo-mécaniques produits lors du fonctionnement du moteur au niveau de ces zones. Ainsi par exemple, le mouvement en rotation de la turbine d’un moteur à très haute vitesse peut provoquer le détachement par rupture ou décollage ou autre, d’éléments, morceaux, débris ou équivalents, appelés dans ce qui suit éléments détachés. L’analyse de ces zones mène à l’identification des trajectoires suivies par ces éléments détachés. Ainsi pour la turbine d’un moteur turboréacteur par exemple, il est connu que les éléments détachés sont contenus dans une surface géométrique de forme conique appelée cône. Ladite surface pourrait présenter tout autre type de forme et sera appelée de manière générale dans ce qui suit surface de délimitation des trajectoires d’éléments détachés.
Selon une forme de réalisation comme celles illustrées sur les figures 2 à 5, les axes A-A de la zone de l’entrée d’air et E-E de la zone d’échappement sont parallèles mais non confondus. L’axe de la zone 24 d’entrainement n’est ni parallèle ni confondu avec les axes de la zone 6 d’entrée d’air et de la zone 30 d’échappement. Seuls les axes B-B de la zone 14 de compression, C-C de la zone 18 de combustion et D-D de la zone d’entrainement sont confondus. Les axes A-A et E-E d’une part et B-B, C-C et D-D d’autre part se coupent et forment un angle différent de 90° ou 180°.
La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs dont la partie 2 arrière présente une section variable. La partie 2 arrière de l’aéronef conforme à l’invention et représentée schématiquement sur les figures 2 à 5 présente un axe longitudinal X-X central par lequel passe un plan de symétrie verticale lorsque l’aéronef est au sol en position horizontale. La partie 2 arrière porte deux turboréacteurs 1,1’ disposés de part et d’autre du plan de symétrie passant par l’axe longitudinal X-X.
Dans l’ensemble des configurations illustrées sur les figures 2 à 5, les turboréacteurs 1,1’ sont positionnés de part et d’autre de la partie 2 arrière de l’aéronef selon des axes A-A de la zone de l’entrée d’air et E-E de la zone d’échappement parallèles à l’axe longitudinal X-X de la partie 2 arrière de l’aéronef. De ce fait, l’air aspiré par lesdits turboréacteurs 1, 1’ est rejeté parallèlement à l’air aspiré, et à l’air aspiré et éjecté par l’autre turboréacteur respectivement 1’, 1 et parallèlement à l’axe de l’aéronef lui assurant un mouvement en translation rectiligne selon la flèche 4.
Comme montré sur les figures 2 à 5, les turboréacteurs 1, 1’ sont positionnés le long de la partie arrière de l’aéronef de section variable. De manière à pouvoir suivre les lignes du fuselage 36 et déterminer l’orientation de la ou des surfaces de délimitation des trajectoires d’éléments détachés, le turboréacteur 1, 1’ est un moteur multiaxial comme présenté précédemment.
Une ou plusieurs zones du turboréacteur correspondant à la ou aux zones sensibles dudit moteur sont positionnées selon un ou plusieurs axes permettant d’orienter la ou lesdites surfaces de délimitation de manière qu’elles ne rencontrent pas le turboréacteur opposé.
Il est également possible de jouer sur d’autres paramètres tels que la forme du fuselage et plus précisément la courbure de la section variable ou encore la forme, et notamment la longueur, des différents moyens de fixation du turboréacteur au fuselage ou encore leurs positionnements sur celui-ci.
Selon les formes de réalisation représentées sur les figures 2 à 5, l’axe de la zone 6 d’entrée d’air est parallèle mais non confondu avec celui de la zone 30 d’échappement et ces deux axes A-A et E-E ne sont ni parallèles ni confondus avec ceux des autres zones. Chaque axe B-B, C-C et D-D coupe respectivement les axes A-A et E-E.
De cette manière, la zone 6 d’entrée d’air est sensiblement parallèle à l’axe X-X de la partie 2 arrière et peut-être positionnée au plus proche de celle-ci pour augmenter l’ingestion de la couche limite.
Comme le montrent les figures 5a et 5b, chaque turboréacteur 1, 1’ présente une surface de délimitation des trajectoires d’éléments détachés établie représentative d’un événement UERF sous la forme d’un cône 41. Le cône 41 définit comme vu précédemment la surface à l’intérieur de laquelle se trouvent l’ensemble des différentes trajectoires possibles suivis par des éléments détachés du turboréacteur et notamment de la turbine 26. Dans l’art antérieur, comme le montrent les figures 5a et 5b, le positionnement du cône 41 est tel que des parties détachées d’un turboréacteur 1 pourraient venir frapper le turboréacteur 1’ opposé.
Dans la présente invention, comme le montrent les figures 5c et 5d, l’axe D-D de la zone 24 d’entrainement est orienté de manière telle que le cône 41 représentatif d’un événement UERF pour chacun des turboréacteurs 1, 1’ ne coupe pas, ne croise pas l’autre turboréacteur 1,1’. Ainsi, en cas de détachement voire de rupture d’un élément de la turbine et/ou d’un élément des pales de ladite turbine d’un turboréacteur respectivement 1,1’, les éléments détachés ne peuvent pas endommager ou détruire l’autre turboréacteur 1’, 1.
La forme du cône 41 représentatif d’un événement UERF dépend du turboréacteur 1. Suivant la forme du cône, l’axe de la zone 24 d’entrainement du turboréacteur correspondant 1 ou 1’ est déterminé de manière que ledit cône ne rencontre pas l’autre turboréacteur respectivement 1’ ou 1 et soit donc positionné totalement en avant dudit turboréacteur. Il est également possible de jouer comme vu précédemment sur d’autres paramètres tels que la forme de la partie arrière comme la courbure de la section variable 42 du fuselage ou encore la forme, et notamment la longueur, des différents moyens 43, 43’, 44, 45, 44’, 45’ de fixation du turboréacteur au fuselage ou encore leurs positionnements sur celui-ci. L’ensemble de ces paramètres sont choisis pour permettre de positionner le cône comme souhaité tout en positionnant le turboréacteur le long de la partie arrière de section variable.
Dans l’ensemble des formes de réalisation illustrées sur les figures 2 à 5, les moyens de fixation du turboréacteur 1 et 1’ sur le fuselage se présentent sous la forme de trois attaches respectivement (43, 44, 45) et (43’, 44’, 45’).
La première attache permet par l’intermédiaire d’une liaison 43, 43’ la fixation directe de la zone 24 d’entrainement du turboréacteur 1, 1’ à la partie arrière 42 de section variable du fuselage. Les attaches 43, 43’ sont reliées par une bielle 46 traversant la partie arrière 42 interne de section variable du fuselage.
La deuxième attache permet la fixation par l’intermédiaire d’une bielle 44, 44’ de la zone 14 de compression du turboréacteur 1, 1’ à la partie arrière 42 de section variable du fuselage.
La troisième attache permet la fixation par l’intermédiaire d’une bielle 45, 45’ de la zone 6 d’entrée d’air du turboréacteur 1, 1’ à la partie arrière 42 de section variable du fuselage.
Dans la forme de réalisation de la figure 2, la fixation de la première attache se fait au niveau d’un cadre du fuselage. La fixation de la troisième attache se fait également au niveau d’un cadre du fuselage.
La deuxième attache peut être retirée : elle permet de renforcer le maintien du turboréacteur.
Les caractéristiques additionnelles et distinctives des formes de réalisation des figures 3 et 4 par rapport à celle de la figure 2 sont les suivantes : les zones 30 d’échappement des moteurs 1,1’ turboréacteur ont fusionné pour ne faire qu’un : la zone d’échappement est donc positionnée à l’extrémité arrière de la partie arrière sur l’axe X-X de celle-ci. L’axe E-E de la zone 30 d’échappement est confondu avec l’axe X-X de la partie arrière.
Ceci permet de n’avoir qu’une seule tuyère au lieu de deux. Il s’en suit un gain en poids, en encombrement, en coût de fabrication, maintenance ...
Dans la forme de réalisation de la figure 4 par rapport à celle de la figure 3, la zone 30 est pourvue d’un système 47 d’inversion de poussée ce qui permet là encore d’obtenir les avantages énumérés ci-dessus. Le système d’inversion de poussée est un système de type connu se présentant par exemple sous la forme de deux volets articulés sur le bord de la tuyère de la zone d’échappement.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS
    1 - Moteur turboréacteur comprenant au moins trois zones dont une zone (6) d’entrée d’air et une zone (30) d’échappement caractérisé en ce que l’axe de la zone (6) d’entrée d’air n’est pas confondu avec l’axe de la zone (30) d’échappement dudit moteur (1, T), le moteur (1, T) présentant de ce fait au moins deux axes se coupant et étant appelé moteur multi-axial, en ce que le moteur comprend une zone (24) d’entrainement et en ce que l’axe de la zone (24) d’entrainement n’est ni parallèle ni confondu avec les axes de la zone (6) d’entrée d’air et de la zone (30) d’échappement, le moteur (1, T) présentant ainsi trois axes différents.
  2. 2 - Moteur turboréacteur selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’axe de la zone (6) d’entrée d’air et l’axe de la zone (30) d’échappement sont parallèles.
  3. 3 - Moteur turboréacteur selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que qu’il comprend une zone (14) de compression et une zone (18) de combustion et en ce que l’axe de la zone (24) d’entrainement, (14) de compression et (18) de combustion sont confondus.
  4. 4 - Partie arrière d’aéronef présentant une partie (42) de fuselage de section variable comprenant au moins deux moteurs (1, T) turboréacteurs selon l’une des revendications 1 à 3 positionnés de part et d’autre de ladite partie (42), caractérisé en ce que le ou les axe(s) d’autres zones du moteur turboréacteur multi-axial est (sont) orienté(s) de manière qu’une ou plusieurs surface(s) de délimitation des trajectoires d’éléments détachés de chaque moteur turboréacteur (1, T) ne rencontre(nt) pas le moteur turboréacteur opposé (T, 1)
  5. 5 - Partie arrière d’aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que la surface consiste en un cône (41) représentatif d’un événement UERF établi pour une zone (24) d’entrainement dudit moteur.
  6. 6- Partie arrière d’aéronef selon l’une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que la forme du fuselage et/ou la forme et le positionnement des différents moyens (43, 43’, 44, 45, 44’, 45’) de fixation des moteurs turboréacteur (1, 1’) au fuselage sont déterminés pour permettre à la zone ou aux zones comprise(s) entre la zone d’entrée d’air et la zone d’échappement desdits moteurs de suivre le contour du fuselage et d’orienter la ou les surfaces de délimitation.
  7. 7 - Partie arrière d’aéronef selon l’une des revendications 4 à 6, caractérisée en ce que les zones (30) d’échappement du moteur (1) et (1’) ont fusionné pour ne former qu’une seule zone d’échappement positionnée à l’extrémité arrière de ladite partie
  8. 8 - Partie arrière d’aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce que la zone d’échappement est pourvue d’un système d’inversion de poussée.
  9. 9 - Aéronef caractérisé en ce qu’il comprend une partie arrière selon l’une des revendications 4 à 8.
  10. 10 - Procédé de réalisation d’une partie arrière d’un aéronef portant au moins deux moteurs (1, 1’) turboréacteurs présentant une section (42) variable et comprenant au moins trois zones dont une zone (6) d’entrée d’air et une zone (30) d’échappement, l’axe de la zone (6) d’entrée d’air n’étant pas confondu avec l’axe de la zone (30) d’échappement dudit moteur (1, 1’), le moteur (1, 1’) présentant de ce fait au moins deux axes se coupant et étant appelé moteur multi-axial caractérisé en ce que les moteurs comprennent une zone (24) d’entrainement et en ce que l’axe de la zone (24) d’entrainement n’est ni parallèle ni confondu avec les axes de la zone (6) d’entrée d’air et de la zone (30) d’échappement, les moteurs (1, 1’) présentant ainsi trois axes différents et en ce que le procédé consiste à positionner les moteurs (1, 1’) de part et d’autre de ladite partie (42) variable de manière qu’une ou plusieurs surface(s) de délimitation des trajectoires d’éléments détachés de chaque moteur turboréacteur (1, 1’) ne rencontre(nt) pas le moteur turboréacteur opposé (1’, 1),
  11. 11 - Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce qu’il consiste à choisir l’orientation des axes des moteurs (1, 1’) multi-axiaux et à jouer sur la forme du fuselage et/ou la forme et le positionnement des différents moyens (43, 43’, 44, 45, 44’, 45’) de fixation des moteurs turboréacteur (1, 1’) au fuselage pour permettre d’orienter la ou les surfaces de délimitation et les moteurs par rapport au contour du fuselage.
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