FR3052743A1

FR3052743A1 - Ensemble pour aeronef comprenant des moteurs a propulsion par ingestion de la couche limite

Info

Publication number: FR3052743A1
Application number: FR1655719A
Authority: FR
Inventors: Jean-Michel Rogero; Camil Negulescu; Renaud Faure
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2016-06-20
Filing date: 2016-06-20
Publication date: 2017-12-22
Anticipated expiration: 2036-06-20
Also published as: CN107521705A; CN107521705B; FR3052743B1; US20170361939A1; US10633101B2

Abstract

Afin de bénéficier davantage du principe d'ingestion de la couche limite par des moteurs d'un ensemble (1) pour aéronef, l'invention prévoit que la portion arrière de fuselage (10) de cet ensemble comporte une partie avant (12) qui se scinde en au moins deux parties arrière distinctes (14) espacées les unes des autres et intégrant chacune l'anneau rotatif du récepteur (18) de l'un des moteurs (2).

Description

ENSEMBLE POUR AERONEF COMPRENANT DES MOTEURS A PROPULSION PAR INGESTION DE LA COUCHE LIMITE

DESCRIPTION

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs comprenant une portion arrière de fuselage équipée de moteurs à propulsion par ingestion de la couche limite. De façon connue, la propulsion par ingestion de la couche limite correspond à une ingestion par les moteurs d'un écoulement d'air à faible énergie cinétique, circulant autour de la portion arrière de fuselage. Cette technique réduit l'énergie cinétique dépensée pour la propulsion ainsi que la traînée de l'aéronef, avec pour conséquence une diminution de la consommation en carburant.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE

Il est connu de rapporter, en portion arrière de fuselage, des moteurs à propulsion par ingestion de la couche limite. Il s'agit par exemple de deux moteurs semi-enterrés disposés côte-à-côte, faisant saillie vers le haut ou latéralement de la portion arrière de fuselage.

Cependant, dans ce type de configuration, les deux moteurs ne permettent d'ingérer qu'une partie seulement de la couche limite d'air circulant sur la portion arrière de fuselage. Pour ces configurations, la couche limite est aussi ingérée de façon non-axisymétrique par rapport à l'axe de l'entrée d'air, générant ainsi une distorsion de l'écoulement en entrée du moteur.

Il existe donc un besoin d'optimisation visant à bénéficier davantage du principe de propulsion par ingestion de la couche limite.

EXPOSÉ DE L'INVENTION

Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l'invention a pour objet un ensemble pour aéronef comprenant une portion arrière de fuselage ainsi qu'au moins deux moteurs à propulsion par ingestion de la couche limite circulant sur la portion arrière de fuselage, chaque moteur comprenant un récepteur équipé d'un anneau rotatif à partir duquel des éléments aubagés font saillie radialement vers l'extérieur. Selon l'invention, ladite portion arrière de fuselage comporte une partie avant qui se scinde en au moins deux parties arrière distinctes espacées les unes des autres et intégrant chacune l'anneau rotatif de l'un desdits moteurs. L'invention prévoit ainsi la séparation du fuselage en plusieurs parties arrière à chacune desquelles est associé un moteur, de sorte que son récepteur puisse ingérer l'ensemble de la couche limite circulant sur sa partie arrière associée. Il en découle avantageusement des gains de performances globales de l'aéronef. L'invention prévoit également la mise en œuvre des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.

Chaque partie arrière comporte successivement, de l'avant vers l'arrière - un tronçon avant de fuselage de forme convergente vers l'arrière ; - l'anneau rotatif ; et - un tronçon arrière.

Les récepteurs desdits moteurs sont espacés les uns des autres selon une direction transversale et/ou selon une direction de la hauteur dudit ensemble. Eventuellement, les deux récepteurs de deux moteurs sont espacés l'un de l'autre selon une direction longitudinale, de sorte qu'une distance entre les deux axes parallèles longitudinaux des deux parties arrière distinctes portant respectivement les deux récepteurs, soit inférieure à la somme d'un rayon des éléments aubagés de l'un des deux récepteurs et d'un rayon des éléments aubagés de l'autre récepteur.

Chaque moteur comporte un générateur de gaz entraînant le récepteur dudit moteur, ledit générateur de gaz comprenant un ensemble compresseur, une chambre de combustion et un ensemble turbine, ledit générateur de gaz étant préférentiellement agencé en avant par rapport au récepteur. Alternativement, le générateur de gaz pourrait être placé à l'arrière du récepteur.

Chaque moteur présente de préférence une conception inversée dans laquelle l'ensemble turbine est situé en avant de l'ensemble compresseur, des orifices d'évacuation des gaz d'échappement à travers la portion arrière de fuselage étant préférentiellement agencés en avant du générateur de gaz.

Pour deux moteurs en regard l'un de l'autre, les axes longitudinaux respectifs des deux générateurs de gaz sont inclinés par rapport à une direction longitudinale de l'ensemble, de sorte qu'une distance de séparation entre les deux ensembles compresseurs soit inférieure à une distance de séparation entre les deux ensembles turbines.

Les axes longitudinaux respectifs des deux générateurs de gaz sont inclinés par rapport à la direction longitudinale de l'ensemble, de sorte que les disques de turbine de l'ensemble turbine de l'un desdits moteurs s'inscrivent dans des plans fictifs transversaux de turbine qui n'interceptent pas le générateur de gaz de l'autre desdits moteurs, et réciproquement.

Chaque récepteur est une hélice non carénée, dont les pales sont de préférence à calage variable.

Alternativement, chaque récepteur est une soufflante entourée par une nacelle reliée à la portion arrière de fuselage associée, par l'intermédiaire de bras de support avant et/ou d'aubages directeurs de sortie.

Chaque nacelle est structurale et configurée de façon à assurer une transmission des efforts provenant d'un ou plusieurs empennages de l'ensemble, en direction de la portion arrière de fuselage associée, et/ou l'ensemble comprend au moins une poutre de passage d'efforts entre un empennage et la portion arrière de fuselage.

Les nacelles sont reliées mécaniquement les unes aux autres.

Chaque nacelle comporte des moyens d'inversion de poussée, de préférence comprenant des grilles d'inversion de poussée recouvertes par un ou plusieurs capots mobiles. L'ensemble comprend deux empennages.

De préférence, les deux empennages et les nacelles sont traversés par un même plan fictif transversal de l'ensemble.

Enfin, l'invention a également pour objet un aéronef comprenant un ensemble tel que celui décrit ci-dessus, l'aéronef étant préférentiellement du type commercial. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS

Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective d'un aéronef selon l'invention ; - la figure 2 représente une vue en perspective agrandie d'un ensemble selon un mode de réalisation préféré de l'invention, l'ensemble appartenant à l'aéronef montré sur la figure précédente ; - la figure 3 est une vue en perspective similaire à celle de la figure 2, montrant spécifiquement les parties arrière de fuselage de l'ensemble ; - la figure 3a est une vue similaire à celle de la figure 3, en vue de dessus, montrant une alternative de réalisation ; - la figure 4 est une vue de dessus de l'ensemble montré sur la figure 2 ; - la figure 5 est une vue en coupe prise le long de la ligne V-V de la figure 4; - la figure 5a est une vue en coupe prise le long de la ligne Va-Va de la figure 4 ; - les figures 5b et 5c montrent respectivement une vue de face d'une autre configuration d'empennages, et une vue en perspective encore d'une autre configuration d'empennages ; - la figure 6 est une vue en coupe prise le long de la ligne VI-VI de la figure 5 ; - la figure 7 est une vue de dessus d'un ensemble selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 8 est une vue en coupe similaire à celle de la figure 6, montrant des moyens d'inversion de poussée ; - la figure 9 est une vue de dessus de l'ensemble montré sur la figure 8 ; et - la figure 10 est une vue en coupe similaire à celle de la figure 6, avec l'ensemble se présentant selon encore un autre mode de réalisation préféré de l'invention.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS

En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté un aéronef 100 du type commercial, comprenant un ensemble 1 correspondant à son extrémité arrière, pourvue de moteurs 2. Sur cet aéronef, les ailes 4 ne sont pas équipées de moteurs, même si cela pourrait être le cas, sans sortir du cadre de l'invention. Les moteurs 2 sont uniquement agencés sur l'ensemble 1, dont un mode de réalisation préféré va à présent être décrit en référence aux figures 2 à 6. Sur ces figures, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer en rapport à une direction d'avancement 8 de l'aéronef, suite à la poussée générée par les moteurs 2. L'ensemble 1 comporte une portion arrière de fuselage 10, formant l'extrémité arrière du fuselage de l'aéronef. Cette portion 10 comporte une partie avant 12 dont une extrémité avant 12a présente une forme de fuselage par exemple ovalisée, circulaire ou autre.

En allant en direction de son extrémité arrière 12b, la partie avant 12 est pincée progressivement en son centre jusqu'à ce qu'elle se scinde en deux parties arrière distinctes de fuselage, référencées 14. Les deux parties arrière 14, de préférence de forme identique et révolutionnaire, sont espacées l'une de l'autre selon une direction transversale Y de l'ensemble. A cet égard, il est indiqué que par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de l'ensemble 1, qui est également assimilable à la direction longitudinale de chaque moteur de cet ensemble 1. Cette direction X est parallèle à un axe longitudinal 5 de chaque moteur 2. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble 1 et également assimilable à la direction transversale de chaque moteur, tandis que la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles et forment un trièdre direct.

Chaque partie arrière 14 est destinée à intégrer tout ou partie de l'un des moteurs 2. Par conséquent, dans le mode de réalisation préféré qui prévoit deux moteurs espacés selon la direction Y, il est prévu deux parties arrière 14. Dans un cas différent où il serait ajouté un troisième moteur espacé des deux premiers selon chacune des directions Y et Z de façon à disposer d'un agencement en triangle, il serait alors prévu trois parties arrière de fuselage. Dans le cas de quatre moteurs, ces derniers pourraient être agencés en carré ou en rectangle, en étant intégrés respectivement à quatre parties arrière de fuselage 14.

Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 2 à 6, il est donc prévu deux parties arrière de fuselage 14 espacées l'une de l'autre selon la direction Y, et cheminant parallèlement selon la direction X en partant de l'extrémité arrière 12b de la partie de fuselage 12. A partir de cette extrémité 12b, chaque partie arrière 14 présente tout d'abord un tronçon avant 14-1 qui se rétrécit, par exemple de forme tronconique ou similaire, convergeant vers l'arrière. Cette partie 14 intègre ensuite un élément de son moteur associé 2, comme cela sera exposé ci-après, puis se termine vers l'arrière par un tronçon arrière 14-2 de section circulaire et de diamètre sensiblement constant, en forme d'ogive, convergent ou de forme plus complexe

Dans ce mode de réalisation préféré, chaque partie arrière de fuselage 14 est centrée sur l'axe longitudinal 5 de son moteur associé 2. Chaque moteur est ici du type turboréacteur à propulsion par ingestion de la couche limite circulant sur la partie arrière de fuselage correspondante 14. En référence plus précisément à la figure 4, chaque moteur 2 est ainsi équipé d'un générateur de gaz 16 entraînant un récepteur 18. Le générateur 16 est agencé en avant par rapport au récepteur 18, ce qui lui permet d'être intégré en tout ou partie à l'intérieur du tronçon avant convergeant 14-1 de la partie arrière de fuselage 14. Cela évite la présence d'une masse importante à l'extrémité arrière de l'aéronef, et facilite l'équilibrage de ce dernier tout en réduisant la traînée d'équilibrage.

Le générateur de gaz 16 présente une conception dite inversée, dans laquelle un ensemble turbine 20 est agencé à l'avant d'un ensemble compresseur 22, avec une chambre de combustion 24 située entre eux. Comme cela a été schématisé sur la figure 6, cela permet d'agencer des orifices 28 d'évacuation des gaz chauds issus de l'ensemble turbine 20, en avant du générateur. Ces orifices 28 traversant le tronçon de fuselage avant 14-1 adoptent ainsi une position avancée, offrant plusieurs avantages.

Tout d'abord, les gaz chauds étant éjectés très en amont par les orifices 28, leur refroidissement est favorisé par un mélange avec l'air ambiant sur une longueur importante, avant éventuel impact de ces gaz sur des parties arrière de l'aéronef.

En outre, cette disposition très en amont des orifices 28 simplifie l'utilisation des systèmes de récupération d'énergie, avec pour bénéfices une augmentation du rendement du moteur et une génération de puissance pour la cabine de l'aéronef.

Le récepteur est ici une soufflante de turbomachine, qui comprend un anneau rotatif 30 également dénommé moyeu de soufflante, à partir duquel font saillie des éléments aubagés 32 dénommés aubes de soufflante. C'est l'anneau rotatif 30 qui est intégré à la partie arrière de fuselage 14, en étant interposé entre les deux tronçons 14-1, 14-2 et en assurant une continuité aérodynamique entre ceux-ci, comme cela est le mieux visible sur la figure 3. Cela permet à la soufflante d'ingérer la totalité de la couche limite circulant autour de la partie arrière de fuselage 14, sur 360°. Ainsi, la couche limite est ingérée de façon axisymétrique par rapport à l'axe de l'entrée d'air, évitant ainsi une distorsion de l'écoulement en entrée du moteur qui pourrait avoir pour conséquence de réduire le rendement de la soufflante, et d'augmenter le risque de problèmes d'opérabilité de cette soufflante.

La soufflante 18 est entourée par une nacelle structurale 36 reliée mécaniquement au tronçon avant 14-1 par des bras radiaux de support 40 espacés circonférentiellement les uns des autres, et reliée mécaniquement au tronçon arrière 14-2 par des aubes directeurs de sortie 42 également dénommés OGV (de l'anglais « Outlet Guide Vanes »). Chacune des deux nacelles 36 peut également disposer d'une tuyère de soufflante orientable, donc pilotable verticalement et horizontalement, pour générer une poussée vectorielle.

Sur la figure 3, il est montré que les deux parties arrière de fuselage 14 présentent la même longueur, et les deux anneaux rotatifs 30 se trouvent agencés dans un même plan transversal. Néanmoins, selon une alternative de réalisation montrée sur la figure 3a, les deux anneaux rotatifs 30 pourraient être décalés axialement l'un par rapport à l'autre, de façon à ce que les éléments aubagés 32 de l'un des moteurs soient décalés axialement des éléments aubagés 32 de l'autre moteur. Ces éléments aubagés 32 peuvent donc se superposer partiellement dans la direction axiale. En d'autres termes, cela permet de rapporcher les deux parties arrière de fuselage 14 l'une de l'autre, la distance Ds séparant leurs deux axes longitudinaux parallèles 5 pouvant alors être inférieure à la somme du rayon RI des éléments aubagés 32 de l'un des moteurs, et du rayon R2 des éléments aubagés 32 de l'autre moteur. A cet égard, il est noté que le mode de réalisation montré sur la figure 3a présente un décalage longitudinal pour deux moteurs espacés l'un de l'autre selon la direction transversale, dans un plan horizontal. Néanmoins, ce mode de réalisation pourrait également s'appliquer à deux moteurs espacés l'un de l'autre selon la direction verticale.

Les figures 4 et 5 montrent qu'il est prévu deux empennages 50 pour l'ensemble 1, agencés de part et d'autre des moteurs 2. Une solution à un empennage ou un nombre d'empennages supérieur à deux est également envisageable, sans sortir du cadre de l'invention.

Dans l'invention, les deux empennages 50 ne sont pas nécessairement verticaux, mais peuvent être inclinés de façon à s'écarter d'un axe central 52 de l'ensemble 1, en allant vers le haut. Dans ce cas de figure, les deux empennages sont réputés disposés en V. Néanmoins, d'autres dispositions peuvent être retenues comme une disposition en T montrée sur la figure 5b, ou encore en prévoyant des doubles empennages comme cela est montré sur la figure 5c. Dans ce dernier mode également dénommé « twin-tail », de chaque côté de la structure arrière de l'aéronef, il est prévu deux empennages 50 respectivement sensiblement vertical et sensiblement horizontal, ou bien légèrement inclinés par rapport aux directions verticale et horizontale.

Les deux empennages 50 et les deux nacelles 36 sont sensiblement alignés transversalement, en étant traversés par un même plan fictif transversal PI de l'ensemble 1.

Pour la reprise des efforts provenant de chacun des deux empennages 50, il est prévu une poutre 60 associée à chaque moteur 2, s'étendant globalement selon la direction X. Au niveau de son extrémité arrière 60a, la poutre relie une extrémité avant de l'empennage 50 à une partie structurale avant de la nacelle 36, qui peut ainsi assurer la transmission des efforts provenant de l'empennage 50, en direction des tronçons 14-1, 14-2 via les bras de support 40 et les aubages directeurs de sortie 42.

De plus, l'extrémité avant 60b de la poutre 60 est raccordée sur le tronçon avant 14-1 de fuselage, ce qui permet d'assurer un autre chemin d'efforts entre l'empennage 50 et ce tronçon 14-1. De plus, il est noté qu'en partie arrière, les deux nacelles sont également reliées mécaniquement l'une à l'autre par un ligament de matière 64.

Il est également noté, en référence à la figure 5a, que les deux nacelles 36 peuvent être partiellement fusionnées à proximité des extrémités arrière 60a. En d'autres termes, elles ne s'étendent pas chacune sur 360°, mais sur un secteur angulaire inférieur en étant raccordées l'une à l'autre en deux points pour ne former qu'une seule structure, de préférence de forme pincée verticalement en son centre.

Dans le mode de réalisation montré sur la figure 7, il est tiré un autre bénéfice du fait que le générateur de gaz 16 soit situé dans le tronçon avant de fuselage 14-1 de forme convergente vers l'arrière. En effet, cela permet d'incliner le générateur de gaz, en prévoyant des axes longitudinaux de générateurs 5' qui ne sont plus confondus avec l'axe longitudinal 5 de la soufflante, mais inclinés par rapport à ceux-ci.

Les deux inclinaisons, de préférence symétriques, sont telles que les générateurs de gaz 16 s'écartent de l'axe central 52 en allant vers l'avant, ce qui implique qu'une distance de séparation entre les deux ensembles compresseurs 22 soit inférieure à une distance de séparation entre les deux ensembles turbines 20. En d'autres termes, les deux générateurs de gaz 16 sont disposés en V, symétriquement par rapport à un plan médian longitudinal de l'ensemble.

Cela permet de faire en sorte que les disques de turbine de l'ensemble turbine 20 de chaque moteur 2 s'inscrivent dans des plans fictifs transversaux de turbine P2 qui n'interceptent pas le générateur de gaz 16 de l'autre moteur. Grâce à cette spécificité, la gestion du risque d'éclatement des pales de l'hélice, également connu sous l'appellation risque UERF, de l'anglais « Uncontained Engine Rotor Failure », est facilitée. En effet, il n'est plus nécessaire de prévoir de bouclier spécifique entre les deux générateurs de gaz, ce qui permet avantageusement de réduire la masse globale de l'ensemble.

Les figures 8 et 9 illustrent le fait que la nacelle comporte des moyens d'inversion de poussée qui sont ici des grilles 70 recouvertes en position inactive par un ou plusieurs capots 72 mobiles en translation selon la direction X. Un mouvement en rotation ou autre peut également être prévu. De préférence, il est prévu deux grilles 70 agencées respectivement en haut et en bas de la nacelle, soit à 12h et à 6h en repère horaire, de façon à ce que le flux inversé de poussée ne viennent pas perturber l'écoulement de l'air sur les empennages 50 prévus latéralement.

Enfin, il est noté qu'un autre mode de réalisation préféré peut consister à prévoir des moteurs du type turbopropulseurs, dans lesquels le récepteur est une hélice 18' telle que schématisée sur la figure 10, avec des pales 32' non carénées et de préférence à calage variable, notamment pour pouvoir assurer la fonction d'inversion de poussée. Une solution à moteur électrique pourrait également être envisagée, sans sortir du cadre de l'invention.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. En particulier, les modes de réalisation qui ont été décrits ci-dessus ne sont pas exclusifs les uns des autres, mais peuvent au contraire être combinés entre eux.

Claims

REVENDICATIONS

1. Ensemble (1) pour aéronef (100) comprenant une portion arrière de fuselage (10) ainsi qu'au moins deux moteurs (2) à propulsion par ingestion de la couche limite circulant sur la portion arrière de fuselage, chaque moteur (2) comprenant un récepteur (18, 18') équipé d'un anneau rotatif (30) à partir duquel des éléments aubagés (32, 32') font saillie radialement vers l'extérieur, caractérisé en ce que ladite portion arrière de fuselage (10) comporte une partie avant (12) qui se scinde en au moins deux parties arrière distinctes (14) espacées les unes des autres et intégrant chacune l'anneau rotatif (30) de l'un desdits moteurs (2).
2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque partie arrière (14) comporte successivement, de l'avant vers l'arrière : - un tronçon avant de fuselage (14-1) de forme convergente vers l'arrière ; - l'anneau rotatif (30) ; et - un tronçon arrière (14-2).
3. Ensemble selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que les récepteurs (18, 18') desdits moteurs (2) sont espacés les uns des autres selon une direction transversale (Y) et/ou selon une direction de la hauteur (Z) dudit ensemble, et éventuellement, les deux récepteurs (18,18') de deux moteurs sont espacés l'un de l'autre selon une direction longitudinale (X), de sorte qu'une distance (Ds) entre les deux axes parallèles longitudinaux (5) des deux parties arrière distinctes (14) portant respectivement les deux récepteurs (18, 18'), soit inférieure à la somme d'un rayon (RI) des éléments aubagés (32, 32') de l'un des deux récepteurs et d'un rayon (R2) des éléments aubagés (32, 32') de l'autre récepteur.
4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque moteur (2) comporte un générateur de gaz (16) entraînant le récepteur (18, 18') dudit moteur, ledit générateur de gaz comprenant un ensemble compresseur (22), une chambre de combustion (24) et un ensemble turbine (20), ledit générateur de gaz (16) étant préférentiellement agencé en avant par rapport au récepteur (18,18').
5. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque moteur (2) présente une conception inversée dans laquelle l'ensemble turbine (20) est situé en avant de l'ensemble compresseur (22), des orifices d'évacuation des gaz d'échappement (28) à travers la portion arrière de fuselage étant préférentiellement agencés en avant du générateur de gaz (16).
6. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que pour deux moteurs (2) en regard l'un de l'autre, les axes longitudinaux respectifs (5') des deux générateurs de gaz (16) sont inclinés par rapport à une direction longitudinale (X) de l'ensemble, de sorte qu'une distance de séparation entre les deux ensembles compresseurs (22) soit inférieure à une distance de séparation entre les deux ensembles turbines (20).
7. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les axes longitudinaux respectifs (5') des deux générateurs de gaz (16) sont inclinés par rapport à la direction longitudinale (X) de l'ensemble, de sorte que les disques de turbine de l'ensemble turbine (20) de l'un desdits moteurs (2) s'inscrivent dans des plans fictifs transversaux de turbine (P2) qui n'interceptent pas le générateur de gaz (16) de l'autre desdits moteurs, et réciproquement.
8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque récepteur est une hélice non carénée (18'), dont les pales (32') sont de préférence à calage variable.
9. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que chaque récepteur est une soufflante (18) entourée par une nacelle (36) reliée à la portion arrière de fuselage associée (10) par l'intermédiaire de bras de support avant (40) et/ou d'aubages directeurs de sortie (42).
10. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque nacelle (36) est structurale et configurée de façon à assurer une transmission des efforts provenant d'un ou plusieurs empennages (50) de l'ensemble, en direction de la portion arrière de fuselage associée (14), et/ou en ce que l'ensemble comprend au moins une poutre (60) de passage d'efforts entre un empennage (50) et la portion arrière de fuselage (14).
11. Ensemble selon la revendication 9 ou la revendication 10, caractérisé en ce que les nacelles (36) sont reliées mécaniquement les unes aux autres.
12. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 9 à 11, caractérisé en ce que chaque nacelle (36) comporte des moyens d'inversion de poussée, de préférence comprenant des grilles d'inversion de poussée (70) recouvertes par un ou plusieurs capots mobiles (72).
13. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend deux empennages (50).
14. Ensemble selon la revendication précédente combinée à l'une quelconque des revendications 9 à 12, caractérisé en ce que les deux empennages (50) et les nacelles (36) sont traversés par un même plan fictif transversal (PI) de l'ensemble.
15. Aéronef (100) comprenant un ensemble (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.