FR3064600A1

FR3064600A1 - Ensemble moteur d'aeronef comportant un guidage en translation d'un capot mobile relativement au fuselage

Info

Publication number: FR3064600A1
Application number: FR1752786A
Authority: FR
Inventors: Eric Bouchet; Jerome Colmagro; Benoit Courouble
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2017-03-31
Filing date: 2017-03-31
Publication date: 2018-10-05
Anticipated expiration: 2037-03-31
Also published as: FR3064600B1

Abstract

La conception d'un nouveau type de nacelle pour ensemble moteur d'aéronef permettant en particulier des améliorations dans les opérations de maintenance est souhaitée. L'objet principal de l'invention concerne ainsi un tel ensemble moteur (1) pour aéronef, comportant : une turbomachine, une nacelle comportant une section arrière (22) avec un système d'inversion de poussée comportant un capot mobile (24), et une structure de fuselage (25), caractérisé en ce que le capot mobile (24) comporte des structures externe (30) et interne (31) solidarisées ensemble par le biais d'une paroi arrière de bifurcation (26), la structure de fuselage (25) comportant un système de guidage (40) coopérant avec un coulisseau (41) du capot mobile (24). L'invention trouve des applications dans de nombreux domaines de l'industrie, et préférentiellement dans le domaine de l'aéronautique.

Description

DESCRIPTION

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention se rapporte à un ensemble moteur d'aéronef comportant une nacelle et une turbomachine, ainsi qu'à un aéronef comportant un tel ensemble moteur.

L'invention concerne plus spécifiquement une conception particulière de la nacelle de l'ensemble moteur d'aéronef au niveau de la section arrière, qui comprend des moyens d'inversion de poussée, permettant notamment de faciliter l'accès aux équipements de l'ensemble moteur pour la réalisation d'opérations de maintenance.

Elle trouve principalement son application dans le domaine de l'aéronautique, notamment pour les turbomachines d'aéronef telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs. Plus préférentiellement, l'invention peut s'appliquer à des turboréacteurs à double flux.

ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE

Un aéronef est propulsé par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle, chaque nacelle abritant de plus un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. En outre, la nacelle est classiquement équipée de capots mobiles permettant, lorsqu'ils sont en position ouverte, l'accès à ces équipements de sorte à pouvoir permettre la réalisation d'opérations de maintenance au sol.

Les nacelles modernes sont habituellement destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des aubes de la soufflante en rotation un flux de gaz chauds, également dénommé flux primaire, et un flux d'air froid, également dénommé flux secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé veine, formé entre deux parois concentriques de la nacelle. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.

De façon générale, une nacelle de turboréacteur présente une structure tubulaire, comportant : une section avant, ou entrée d'air, située en avant du turboréacteur ; une section médiane, destinée à entourer la soufflante du turboréacteur ; une section arrière, destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et embarquant généralement des moyens d'inversion de poussée ; une tuyère d'éjection, dont la sortie est située en aval du turboréacteur.

La section arrière, dite TRU pour « Trust Reverser Unit » en anglais, présente généralement une structure externe, dite OFS pour « Outer Fixed Structure » en anglais, qui définit, avec une structure interne concentrique, dite IFS pour « Inner Fixed Structure » en anglais, la veine annulaire servant à canaliser le flux d'air froid. La finalité des moyens d'inversion de poussée et les différents types de configuration structurelle pour la section arrière, comprenant les structures dites en C (ou « C-duct » en anglais), en D (ou « D-Duct » en anglais) et en O (ou « O-duct » en anglais), sont notamment décrits dans la demande de brevet FR 3 031 725 Al.

En particulier, dans une structure en O, le capot coulissant forme une structure d'un seul tenant. Le capot coulissant peut ainsi comprendre un ensemble coulissant formé de la structure externe OFS et d'une partie arrière de la structure interne IFS. Alors, une partie avant de la structure interne IFS peut être prévue qui soit rotative et indépendante de la partie arrière de la structure interne IFS.

Ces solutions conventionnelles donnent globalement satisfaction. Néanmoins, elles peuvent encore être améliorées, notamment de manière à répondre à plusieurs besoins en termes de maintenance. En particulier, il est souhaitable de faciliter l'accès au moteur et de diminuer le nombre de parties à manipuler lors des opérations de maintenance. De plus, il pourrait également être judicieux de diminuer le nombre de pièces à assembler au niveau de la section arrière lors des étapes de fabrication.

EXPOSÉ DE L'INVENTION

L'invention a pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur.

L'invention a ainsi pour objet, selon l'un de ses aspects, un ensemble moteur pour aéronef, ou ensemble propulsif pour aéronef, comportant :

- une turbomachine, notamment un turboréacteur à double flux,

- une nacelle, agencée autour de la turbomachine, comportant une section arrière sans bifurcation inférieure, la nacelle étant notamment de type à structure en O ou « O-duct » tel que décrit précédemment, la section arrière comportant un système d'inversion de poussée comportant un capot mobile, et

- une structure de fuselage d'aéronef, caractérisé en ce que le capot mobile comporte une structure externe fixe, ou structure OFS, et une structure interne fixe, ou structure IFS, en une seule partie, solidarisées ensemble par le biais d'une paroi arrière de bifurcation, encore appelée « bifi », la structure de fuselage, fixe par rapport au fuselage de l'aéronef, comportant un système de guidage assurant la translation du capot mobile relativement à la structure de fuselage, ledit système de guidage coopérant avec au moins un coulisseau du capot mobile.

Par « bifurcation inférieure », on entend la solidarisation inférieure des structures interne et externe de la section arrière d'une nacelle. Aussi, dans l'invention, la section arrière de la nacelle ne comporte pas de solidarisation inférieure des structures interne et externe.

Au contraire, dans une nacelle à structure en D par exemple, les structures interne et externe de la section arrière sont solidarisées par l'intermédiaire de deux bifurcations sous la forme de deux îlots de liaisons. Ces bifurcations sont disposées respectivement selon les positions dites « à douze heures » (bifurcation supérieure) et « à six heures » (bifurcation inférieure).

Grâce à l'invention, il peut être possible de disposer d'une structure formée des structures interne IFS et externe OFS de la section arrière de la nacelle qui soit directement reliée au fuselage de l'aéronef, ce qui permet d'avoir une configuration sans pylône (ou mât), et donc une diminution du poids total de l'ensemble moteur. De plus, l'invention permet de libérer plus d'espace disponible autour du moteur et d'améliorer l'accès au moteur, ce qui facilite la maintenance. Le nombre d'éléments à manipuler pour l'ouverture de la section arrière TRU est également réduit. En outre, en termes de fabrication, des gains en temps et en coût sont obtenus du fait de la diminution des pièces à assembler.

L'ensemble moteur selon l'invention peut en outre comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles.

Les structures externe fixe et interne fixe peuvent avantageusement être solidarisées ensemble à proximité de la position dite « à 3 heures », au niveau du fuselage de l'aéronef, et former une seule partie.

Ledit au moins un coulisseau peut être formé sur la structure externe fixe du capot mobile.

De plus, ledit système de guidage de la structure de fuselage peut comporter un rail de guidage.

En outre, ledit au moins un coulisseau peut comporter une glissière, le rail de guidage et la glissière étant aptes à s'emboîter l'un dans l'autre et à coulisser en translation l'un par rapport à l'autre.

La structure de fuselage peut tout particulièrement comporter deux systèmes de guidage, superposés l'un par rapport à l'autre selon la direction verticale, comprenant deux rails de guidage s'étendant parallèlement l'un par rapport à l'autre et étant opposés l'un par rapport à l'autre, le capot mobile comprenant deux coulisseaux, superposés l'un par rapport à l'autre selon la direction verticale, comprenant deux glissières s'étendant parallèlement l'une par rapport à l'autre et étant opposées l'une par rapport à l'autre, coopérant chacune avec l'un des deux rails de guidage.

Par ailleurs, la structure de fuselage peut comporter au moins un bras d'accrochage, notamment quatre, pour la fixation de la structure de fuselage au fuselage de l'aéronef.

De plus, la paroi arrière de bifurcation peut comporter une première paroi de bifurcation qui s'étend, au moins en partie, depuis la structure externe fixe vers la structure interne fixe selon la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble moteur jusqu'à l'axe longitudinal de la turbomachine, et une deuxième paroi de bifurcation qui s'étend depuis la première paroi de bifurcation, au niveau de l'axe longitudinal de la turbomachine, jusqu'à la structure interne fixe, les première et deuxième parois de bifurcation définissant entre elles un angle non nul, notamment strictement compris entre 0 et 90°, notamment de l'ordre de 45°.

En outre, la première paroi de bifurcation et la structure interne fixe peuvent définir ensemble un premier espace de logement, et la première paroi de bifurcation et la deuxième paroi de bifurcation peuvent définir ensemble un deuxième espace de logement, la structure de fuselage comportant une pièce d'insertion apte à être au moins partiellement insérée dans les premier et deuxième espaces de logement.

Par ailleurs, la pièce d'insertion peut présenter, dans un plan formé par la direction longitudinale de l'ensemble moteur et la direction verticale, une forme sensiblement en « U », et comporter une première branche, apte à s'insérer au moins partiellement dans le premier espace de logement, et une deuxième branche, apte à s'insérer au moins partiellement dans le deuxième espace de logement, les première et deuxième branches étant réunies au niveau d'une paroi de fond.

L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble moteur tel que défini précédemment.

De façon avantageuse, l'ensemble moteur peut être situé en partie arrière latérale du fuselage de l'aéronef.

Alternativement, il pourrait être envisagé de situer l'ensemble moteur sur une aile de l'aéronef ou sur une portion plus avancée de son fuselage, sans sortir du cadre de l'invention.

L'ensemble moteur et l'aéronef selon l'invention peuvent comporter l'une quelconque des caractéristiques précédemment énoncées, prises isolément ou selon toutes combinaisons techniquement possibles avec d'autres caractéristiques.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS

L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'un exemple de mise en oeuvre non limitatif de celle-ci, ainsi qu'à l'examen des figures, schématiques et partielles, du dessin annexé, sur lequel :

- la figure 1 représente une vue schématique en perspective d'un aéronef comportant deux ensembles moteurs conformes à l'invention,

- la figure 2 représente une vue en perspective d'un ensemble moteur conforme à l'invention, dans une configuration de fermeture de la section arrière,

- la figure 3 représente l'ensemble moteur de la figure 2, dans une configuration d'ouverture de la section arrière pour un accès de maintenance,

- la figure 4 représente, selon une vue en perspective partielle, le principe de coulissement en translation du capot mobile de l'ensemble moteur conforme à l'invention relativement à la structure de fuselage de l'aéronef,

- la figure 5 représente une autre vue en perspective partielle de l'ensemble moteur de la figure 4, observé depuis le fuselage de l'aéronef et permettant de mieux visualiser la structure de fuselage, et

- la figure 6 est une vue agrandie de la zone A de la figure 5, selon une orientation différente.

Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.

De plus, les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PARTICULIER

Dans toute la description qui va suivre, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de l'ensemble moteur 1, qui est également assimilable à la direction longitudinale de la turbomachine 10 et de cet ensemble moteur 1. Cette direction X est parallèle à un axe longitudinal 5 de la turbomachine 10. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble moteur 1 et également assimilable à la direction transversale de la turbomachine 10, 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.

D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef 100, représentée schématiquement par la flèche 19 sur les figures 2 et 3.

On décrit ainsi ci-après un exemple de mise en œuvre de l'invention en référence aux figures 1 à 6.

En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté un aéronef 100 comportant deux ensembles moteurs 1 conformes à l'invention. Plus précisément, chaque ensemble moteur 1 est situé en partie arrière latérale d'un fuselage 102 de cet aéronef 100. Comme visible sur cette figure 1, chaque ensemble moteur 1 est intégré en partie au fuselage 102 de l'aéronef 100. Chaque ensemble moteur 1 comporte une turbomachine 10 et une nacelle 11 entourant la turbomachine 10.

Les figures 2 et 3 représentent en perspective un exemple d'ensemble moteur 1 conforme à l'invention. Dans la configuration de la figure 2, la section arrière est fermée, tandis que dans la configuration de la figure 3, la section arrière est ouverte pour permettre d'avoir un accès de maintenance. Le passage de la fermeture à l'ouverture, et inversement, se fait selon la double-flèche F représentée sur la figure 3, permettant par exemple d'obtenir un écartement par translation de l'ordre de 1 m.

Globalement, la nacelle 11, de structure tubulaire, comporte de l'avant vers l'arrière une section avant 20, ou entrée d'air, située en avant de la turbomachine 10; une section médiane 21, destinée à entourer la soufflante de la turbomachine 10; une section arrière 22, destinée à entourer la chambre de combustion de la turbomachine 10 et embarquant des moyens d'inversion de poussée ; et une tuyère d'éjection 23, dont la sortie est située en aval de la turbomachine 10. La nacelle est ici de structure en O, ou encore de type « O-duct » comme expliqué précédemment, soit avec une section arrière 22 sans bifurcation inférieure.

Cette section arrière 22, dite TRU, comporte un capot mobile 24 comprenant une structure externe 30, dite OFS, et une structure interne 31 concentrique, dite ISFS, en une seule partie, définissant ensemble une veine annulaire servant à canaliser le flux d'air froid de la turbomachine 10. Ces structures externe 30 et interne 31 sont solidarisées ensemble par le biais d'une paroi arrière de bifurcation 26, visible sur la figure 4, à proximité de la position dite « à 3 heures », au niveau du fuselage 102 de l'aéronef 100.

Ainsi, les figures 4 à 6 permettent de mieux visualiser les éléments constitutifs de l'invention, par la représentation partielle d'un des ensembles moteurs 1 de la figure

1.

Alors, l'ensemble moteur 1 comprend de plus une structure de fuselage 25 d'aéronef 100, fixée au fuselage 102 de l'aéronef 100.

De façon avantageuse, comme visible sur les figures 4 et 6, la structure de fuselage 25 comporte deux systèmes de guidage 40 assurant la translation du capot mobile 24 relativement à la structure de fuselage 25, chaque système de guidage 40 coopérant avec un coulisseau 41 de la structure externe fixe 30 du capot mobile 24.

Chaque système de guidage 40 comporte un rail de guidage 42, et chaque coulisseau 41 comporte une glissière 43. Le rail de guidage 42 et la glissière 43 peuvent s'encastrer, ou s'emboîter, l'un dans l'autre de sorte à pouvoir coulisser en translation l'un par rapport à l'autre.

De plus, comme visible sur la figure 5, les deux systèmes de guidage 40 sont superposés l'un par rapport à l'autre selon la direction verticale Z et les deux rails de guidage 42 associés s'étendent parallèlement l'un par rapport à l'autre de manière opposée l'un par rapport à l'autre, autrement dit de sorte que les rails de guidage 42 présentent des ouvertures débouchantes, permettant l'insertion des glissières 43, orientées selon des sens contraires de la direction verticale Z.

De même, les deux coulisseaux 41 sont superposés l'un par rapport à l'autre selon la direction verticale Z, et les deux glissières 43 associées s'étendent parallèlement l'une par rapport à l'autre de manière opposée l'une par rapport à l'autre, chacune coopérant avec un rail de guidage 42.

Par ailleurs, comme visible sur les figures 4 à 6, la structure de fuselage 25 comporte quatre bras d'accrochage 50 pour la fixation de la structure de fuselage 25 au fuselage 102 de l'aéronef 100.

En outre, comme le montre la figure 4, la paroi arrière de bifurcation 26 comporte une première paroi de bifurcation 26a qui s'étend, au moins en partie, depuis la structure externe fixe 30 vers la structure interne fixe 31 selon la direction Y orientée transversalement par rapport à l'ensemble moteur 1 jusqu'à l'axe longitudinal 5 de la turbomachine 10, ainsi qu'une deuxième paroi de bifurcation 26b qui s'étend depuis la première paroi de bifurcation 26a, au niveau de l'axe longitudinal 5 de la turbomachine 10, jusqu'à la structure interne fixe 31.

Les première 26a et deuxième 26b parois de bifurcation définissent entre elles un angle a non nul, qui est par exemple de l'ordre de 45°.

Cette première paroi de bifurcation 26a et la structure interne fixe 31 définissent ensemble un premier espace de logement Ll. De même, la première paroi de bifurcation 26a et la deuxième paroi de bifurcation 26b définissent ensemble un deuxième espace de logement L2.

De plus, la structure de fuselage 25 comporte une pièce d'insertion 70 qui est apte à être insérée dans les premier Ll et deuxième L2 espaces de logement.

Plus précisément, la pièce d'insertion 70 présente, dans le plan XZ formé par la direction longitudinale X de l'ensemble moteur 1 et la direction verticale Z, une forme sensiblement en « U ». De plus, elle comporte une première branche 70a, apte à s'insérer dans le premier espace de logement Ll, et une deuxième branche 70b, apte à s'insérer dans le deuxième espace de logement L2, les première 70a et deuxième 70b branches étant réunies au niveau d'une paroi de fond 71.

Bien entendu, quand bien même un exemple au moins de réalisation de l'invention vient d'être représenté et décrit, il est entendu que diverses modifications, substitutions ou alternatives peuvent être apportées par l'homme du métier sans pour autant changer la portée de l'objet décrit, la présente demande de brevet visant à couvrir toute adaptation ou variation du ou des modes de réalisation discutés précédemment. En outre, les expressions « comportant « et « comprenant » n'excluent pas d'autres éléments ou d'autres étapes, et les termes « un » et « une » n'excluent une pluralité, sauf si le contraire est spécifié. Par ailleurs, les caractéristiques ou étapes qui ont été décrites en référence à un ou plusieurs des modes de réalisation décrits ci-dessus peuvent aussi ίο être utilisées en combinaison avec d'autres caractéristiques ou étapes d'autres modes de réalisation décrits. II est de plus à noter que la portée de la présente invention doit s'étendre à toutes modifications des caractéristiques décrites ici pouvant découler raisonnablement de la contribution apportée par l'invention à l'art antérieur. De telles modifications, substitutions et alternatives peuvent être apportées sans s'éloigner de l'esprit et de la portée de l'invention, qui doivent être appréciés à partir des revendications pendantes et de leurs équivalents légaux.

Claims

REVENDICATIONS

1. Ensemble moteur (1) pour aéronef (100), comportant :

- une turbomachine (10),

- une nacelle (11), agencée autour de la turbomachine (10), comportant une section arrière (22) sans bifurcation inférieure, la section arrière (22) comportant un système d'inversion de poussée comportant un capot mobile (24), et

- une structure de fuselage (25) d'aéronef (100), caractérisé en ce que le capot mobile (24) comporte une structure externe fixe (30) et une structure interne fixe (31), en une seule partie, solidarisées ensemble par le biais d'une paroi arrière de bifurcation (26), la structure de fuselage (25), fixe par rapport au fuselage (102) de l'aéronef (100), comportant un système de guidage (40) assurant la translation du capot mobile (24) relativement à la structure de fuselage (25), ledit système de guidage (40) coopérant avec au moins un coulisseau (41) du capot mobile (24).
2. Ensemble moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les structures externe fixe (30) et interne fixe (31) sont solidarisées ensemble à proximité de la position dite « à 3 heures », au niveau du fuselage (102) de l'aéronef (100), et forment une seule partie.
3. Ensemble moteur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit au moins un coulisseau (41) est formé sur la structure externe fixe (30) du capot mobile (24).
4. Ensemble moteur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit système de guidage (40) de la structure de fuselage (25) comporte un rail de guidage (42).
5. Ensemble moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit au moins un coulisseau (41) comporte une glissière (43), le rail de guidage (42) et la glissière (43) étant aptes à s'emboîter l'un dans l'autre et à coulisser en translation l'un par rapport à l'autre.
6. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure de fuselage (25) comporte deux systèmes de guidage (40) , superposés l'un par rapport à l'autre selon la direction verticale (Z), comprenant deux rails de guidage (42) s'étendant parallèlement l'un par rapport à l'autre et étant opposés l'un par rapport à l'autre, le capot mobile (24) comprenant deux coulisseaux (41) , superposés l'un par rapport à l'autre selon la direction verticale (Z), comprenant deux glissières (43) s'étendant parallèlement l'une par rapport à l'autre et étant opposées l'une par rapport à l'autre, coopérant chacune avec l'un des deux rails de guidage (42).
7. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure de fuselage (25) comporte au moins un bras d'accrochage (50), notamment quatre, pour la fixation de la structure de fuselage (25) au fuselage (102) de l'aéronef (100).
8. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la paroi arrière de bifurcation (26) comporte une première paroi de bifurcation (26a) qui s'étend, au moins en partie, depuis la structure externe fixe (30) vers la structure interne fixe (31) selon la direction (Y) orientée transversalement par rapport à l'ensemble moteur (1) jusqu'à l'axe longitudinal (5) de la turbomachine (10), et une deuxième paroi de bifurcation (26b) qui s'étend depuis la première paroi de bifurcation (26a), au niveau de l'axe longitudinal (5) de la turbomachine (10), jusqu'à la structure interne fixe (31), les première (26a) et deuxième (26b) parois de bifurcation définissant entre elles un angle (a) non nul, notamment strictement compris entre 0 et 90°, notamment de l'ordre de 45°.
9. Ensemble moteur selon la revendication 8, caractérisé en ce que la première paroi de bifurcation (26a) et la structure interne fixe (31) définissent ensemble un premier espace de logement (Ll), et en ce que la première paroi de bifurcation (26a) et la deuxième paroi de bifurcation (26b) définissent ensemble un deuxième espace de

5 logement (L2), la structure de fuselage (25) comportant une pièce d'insertion (70) apte à être au moins partiellement insérée dans les premier (Ll) et deuxième (L2) espaces de logement.
10. Ensemble moteur selon la revendication 9, caractérisé en ce que la pièce 10 d'insertion (70) présente, dans un plan (XZ) formé par la direction longitudinale (X) de l'ensemble moteur (1) et la direction verticale (Z), une forme sensiblement en « U », et comporte une première branche (70a), apte à s'insérer au moins partiellement dans le premier espace de logement (Ll), et une deuxième branche (70b), apte à s'insérer au moins partiellement dans le deuxième espace de logement (L2), les première (70a) et

15 deuxième (70b) branches étant réunies au niveau d'une paroi de fond (71).
11. Aéronef (100), caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.

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12. Aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que l'ensemble moteur (1) est situé en partie arrière latérale du fuselage (102) de l'aéronef (100).

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