FR3099137A1

FR3099137A1 - Aéronef comportant une motorisation à l’arrière du fuselage et une structure d’accrochage de cette motorisation

Info

Publication number: FR3099137A1
Application number: FR1908352A
Authority: FR
Inventors: Loïc Paul Yves GUILLOTEL; William Henri Joseph RIERA; Guillaume Glemarec
Original assignee: Safran SA
Current assignee: Safran SA
Priority date: 2019-07-23
Filing date: 2019-07-23
Publication date: 2021-01-29
Anticipated expiration: 2039-07-23
Also published as: FR3099137B1

Abstract

Aéronef comportant une motorisation à l’arrière du fuselage et une structure d’accrochage de cette motorisation Dans un aéronef comportant un fuselage (12) et au moins un premier et un deuxième propulseurs (10A, 10B) disposés en pointe arrière du fuselage, de part et d’autre d’une dérive de l’aéronef, chaque propulseur comportant au moins un rotor de soufflante (16A, 16B) suivi d’un aubage redresseur (18A, 18B), l’ensemble étant entouré d’une nacelle comportant un carter de soufflante (20A, 20B) et un carter intermédiaire (22A, 22B) de l’aubage redresseur solidaires l’un de l’autre, chaque rotor de soufflante (16A, 16B) étant entrainé en rotation par l’énergie fournie par au moins un générateur de couple (24A, 24B) installé dans le fuselage, il est prévu que le premier et le deuxième propulseurs soient reliés par une structure d’accrochage articulée (28A, 28B) à une partie structurelle de dérive (14) de l’aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 2A

Description

Aéronef comportant une motorisation à l’arrière du fuselage et une structure d’accrochage de cette motorisation

La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines d’aéronefs et elle vise plus précisément une structure d’accrochage d’un propulseur à soufflante disposée à une extrémité arrière du fuselage d’un aéronef. Par simplification de langage, le propulseur à soufflante pourra être également appelé « la soufflante » dans ce qui suit.

Sur un avion conventionnel possédant une motorisation sous voilure, il est connu que la répartition poussée/traînée est très inégale en envergure et qu’elle induit donc de forts niveaux globaux de pertes par énergie cinétique dans le sillage de l'avion : énergie cinétique provenant du caractère turbulent de la traînée générée par les surfaces de l’avion et notamment au niveau de l'axe du fuselage (couche limite) et énergie cinétique provenant de la poussée des moteurs destinée à compenser la traînée pour équilibrer l'avion sur son axe.

Pour permettre une réduction significative des pertes par énergie cinétique dans le sillage de l'avion, il a donc été proposé de déplacer le système propulsif vers l'axe de l’avion et vers la pointe arrière de son fuselage, de manière à alimenter ce système propulsif par la couche limite développée sur le fuselage (d’où l’appellation de BLI pour « boundary layer ingestion » donnée à ces systèmes propulsifs). Il en résulte une nouvelle répartition en envergure des profils de vitesse, la perte de vitesse proche de l'axe du fuselage se retrouvant confondue avec l'augmentation de vitesse générée par le moteur.

Actuellement, ces systèmes propulsifs dits BLI se présentent sous deux configurations types désignées selon la topologie de distorsion qu'elles génèrent en entrée de la soufflante, à savoir la BLI 180° dans laquelle les moteurs sont installés à l’arrière, de part et d'autre du fuselage et partiellement intégrés à ce dernier, l'écoulement présentant alors une distorsion apériodique significative en entrée de la soufflante, et la BLI 360° dans laquelle la soufflante est située en pointe arrière du fuselage, alimentée par un air présentant un profil de distorsion alors radialement homogène.

Dans le cadre de cette seconde configuration, on connait par la demande publiée FR3039134 au nom de la demanderesse un aéronef comprenant un propulseur en arrière du fuselage. La structure reliant le propulseur au fuselage comporte des bras structuraux positionnés devant la soufflante. Toutefois, une telle structure de liaison présente l’inconvénient majeur que les bras structuraux génèrent des perturbations en entrée de la soufflante et limitent les performances dans certaines phases de vol, ce qui n’est pas souhaitable.

La présente invention se propose donc de résoudre ce problème complexe avec une structure de liaison de la soufflante au fuselage de l’aéronef qui constitue un accrochage du propulseur à soufflante par une suspension apte à reprendre l’ensemble des efforts générés par la soufflante, y compris la reprise de poussée de la soufflante qui doit être transmise à l’aéronef. Un but de l’invention est aussi de proposer une structure qui évite ou tout le moins limite les distorsions dans le flux d’air entrant dans la soufflante.

Ces buts sont atteints par un aéronef comportant un fuselage et au moins un premier et un deuxième propulseurs disposés en pointe arrière du fuselage, de part et d’autre de la dérive de l’aéronef, chaque propulseur comportant au moins un rotor de soufflante suivi d’un aubage redresseur, l’ensemble étant entouré d’une nacelle comportant un carter de soufflante et un carter intermédiaire de l’aubage redresseur solidaires l’un de l’autre, chaque rotor de soufflante étant entrainé en rotation par l’énergie fournie par au moins un générateur de couple installé dans le fuselage, aéronef caractérisé en ce que le premier et le deuxième propulseurs sont reliés par une structure d’accrochage articulée à une partie structurelle de dérive de l’aéronef.

Ainsi, en raccrochant la soufflante directement à la dérive de l’aéronef, on évite le recours à des bras structuraux et on peut optimiser les performances de l’aéronef dans toutes ses phases de vol.

De préférence, l’aéronef comporte trois propulseurs, le premier et le deuxième propulseurs étant répartis de part et d’autre de la dérive de l’aéronef et un troisième propulseur étant positionné sous la dérive de l’aéronef.

La structure d’accrochage articulée comprend avantageusement au moins une suspension ou une bielle articulée fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters intermédiaires et des bielles de reprise de poussée pour transmettre à l’aéronef une charge axiale résultant de la poussée des propulseurs.

Selon le mode de réalisation envisagé, la structure d’accrochage articulée peut comprendre au moins une suspension amont fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters de soufflante, au moins une suspension aval fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters intermédiaires et des bielles de reprise de poussée montées entre la partie structurelle de dérive et un des carters intermédiaires, ou la structure d’accrochage articulée peut comprendre au moins une suspension amont fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters de soufflante, au moins une suspension aval fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters intermédiaires et des bielles de reprise de poussée montées entre le fuselage et une des parties de stators de soufflante, ou la structure d’accrochage articulée peut comprendre au moins une bielle de reprise de couple fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters intermédiaires, au moins une suspension aval fixée d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters intermédiaires et des bielles de reprise de poussée montées entre le fuselage et une des parties de stators de soufflante, ou la structure d’accrochage articulée comprend des bielles articulées fixées d’une part à la partie structurelle de dérive et d’autre part à un des carters intermédiaires et des bielles de reprise de poussée montées entre le fuselage et une des parties de stators de soufflante.

De préférence, les suspensions amont et aval comprennent au moins un élément articulé, par exemple une bielle articulée sur une poutre par un assemblage axe-chape.

Avantageusement, les bielles de reprise de poussées sont disposées de façon diamétralement opposées à 12H et 6H autour de chaque partie de stator de soufflante.

De préférence, chaque générateur de couple est relié au rotor de la soufflante correspondante par une liaison souple ou articulée.

Les figures 1A et 1B sont des vues de côté et arrière très schématique d’un premier exemple de réalisation d’une structure d’accrochage dans un aéronef à deux soufflantes conforme à l’invention,

Les figures 2A et 2B sont des vues de côté et arrière très schématique d’un deuxième exemple de réalisation d’une structure d’accrochage dans un aéronef à deux soufflantes conforme à l’invention,

Les figures 3A et 3B sont des vues de côté et arrière très schématique d’un troisième exemple de réalisation d’une structure d’accrochage dans un aéronef à deux soufflantes conforme à l’invention,

Les figures 4A et 4B sont des vues de côté et arrière très schématique d’un quatrième exemple de réalisation d’une structure d’accrochage dans un aéronef à deux soufflantes conforme à l’invention,

La figure 5 illustre schématiquement en pointe arrière d’aéronef deux propulseurs disposés de part et d’autre d’une structure de dérive.

Les figures 1A et 1B montrent de façon très schématique en demi-vue de côté et arrière respectivement, deux propulseurs d’aéronef 10A, 10B disposé en pointe arrière du fuselage 12 de cet aéronef de part et d’autre d’une dérive arrière 14. Chaque propulseur comporte au moins un rotor de soufflante 16A, 16B suivi, dans le sens du flux d’air entrant dans le propulseur, d’un aubage dit OGV (pour « Outlet Guide Vanes ») redresseur de ce flux d’air 18A, 18B dont la fonction connue est de redresser la giration de ce flux en sortie du rotor de soufflante. Cet aubage redresseur 18A, 18B a également une fonction structurale, bien que les aubes qui le composent ne soient pas nécessairement toutes structurales. L’ensemble rotor/OGV est entouré d’une nacelle dont seuls le carter de soufflante 20A, 20B, couronne structurale faisant face au rotor correspondant 16A, 16B, et un carter intermédiaire 22A, 22B, couronne structurale entourant l’aubage redresseur 18A, 18B, sont représentés. Ces deux couronnes sont fixées l’une à l’autre typiquement par des brides boulonnées 23A, 23B. Le rotor de soufflante 16A, 16B est entrainé en rotation par l’énergie fournie par au moins un générateur de couple 24A, 24B installé dans le fuselage 12. Le carter 22A, 22B est appelé carter intermédiaire par analogie avec un carter intermédiaire structural dans un turboréacteur, bien que, dans la présente invention, ce carter ne soit pas dans une position intermédiaire entre le carter de soufflante et un carter aval du moteur. L’appellation « carter intermédiaire » permet toutefois de le distinguer du carter de soufflante, et n’implique pas d’autre caractéristique qu’un carter structural entourant un aubage redresseur de flux.

Le générateur de couple peut être une machine électrique, thermique (turbine à gaz ou moteur à pistons par exemple) ou combinée pour obtenir de l’hybridation. On notera que l’entrainement du rotor pourra s’effectuer directement ou via un réducteur mécanique (engrenages non illustrés) ou d’un autre type (magnétique par exemple). Le générateur de couple est relié au rotor de la soufflante par une liaison souple 26A, 26B ou articulée (par exemple de type rotule par doigt), afin de s’accommoder de déplacements relatifs de très faible ampleur du propulseur 10 par rapport au fuselage 12 sous l’effet des divers efforts qui s’exercent sur le propulseur en fonctionnement.

On notera également qu’il est préférable d’avoir au moins deux machines plutôt qu’une seule machine, afin de compenser les efforts radiaux, sans compter la sécurité de la redondance en cas de panne d’une machine. Une troisième machine serait encore plus bénéfique pour équilibrer les efforts en présence d’un réducteur mécanique.

Une structure d’accrochage 28A, 28B est prévue pour suspendre les deux propulseurs à une partie du fuselage et, conformément à l’invention, il est proposé de suspendre ces propulseurs 10A, 10B par la structure de la dérive de l’aéronef 14 disposée centralement entre les deux propulseurs. La structure de la dérive 14 peut aussi inclure un mât s’étendant au moins en partie à l’aval de la dérive, et les deux propulseurs peuvent être suspendus de part et d’autre de ce mât. Bien entendu, un capotage aérodynamique (non représenté) recouvrira cette partie structurelle.

La structure d’accrochage 28A, 28B comprend deux suspensions amont 36A, 36B, une par propulseur, fixées chacune d’une part à la structure de la dérive 14 et d’autre part au carter de soufflante 20A, 20B, deux suspensions aval 38A, 38B, également une par propulseur, fixées chacune d’une part à la structure de la dérive 14et d’autre part au carter intermédiaire 22A, 22B et des bielles de reprise de poussée 40A, 40B (typiquement deux bielles par propulseur réparties de part et d’autre du plan horizontal H reliant les deux axes longitudinaux des deux propulseurs 10A, 10B) montées entre la structure de la dérive 14et le carter intermédiaire 22A, 22B.

De façon connue en soi, les bielles de reprise de poussée sont articulées à leurs extrémités, par exemple par des rotules. En outre, de façon également connue en soi, chaque organe de suspension 36A, 36B ou 38A, 38B peut comprendre au moins un élément articulé, par exemple une bielle articulée sur une poutre par un assemblage axe-chape, de sorte que l’ensemble forme une structure d’accrochage articulée. De plus, un élément articulé peut présenter une certaine souplesse, par exemple réalisée par une liaison comprenant des éléments en élastomère précontraint. Dans l’exemple représenté, chaque suspension amont 36A, 36B comprend deux bielles chacune articulée à une première extrémité sur la structure de la dérive 14 et à une deuxième extrémité sur une chape fixée au carter de soufflante 20A, 20B. Les deux propulseurs 10A, 10B sont ainsi suspendus à la partie structurelle de dérive 14 par une structure d’accrochage articulée 28A, 28B qui permet un accrochage isostatique du stator de soufflante sur la partie structurelle de dérive. En conséquence, il est permis des déplacements de relativement très faible ampleur des deux propulseurs 10A, 10B par rapport au fuselage 12 et à la partie structurelle de dérive, sans impliquer de contrainte excessive sur le propulseur ni sur la dérive.

Avec cette structure d’accrochage articulée, la poussée (charge axiale des stators des soufflantes) est transmise à l’aéronef par les bielles de reprise de poussée 40A, 40B montées entre la structure de la dérive 14et le carter intermédiaire et tous les efforts et les couples mis en jeu sont repris par les suspensions amont 36A, 36B et aval 38A, 38B qui peuvent présenter une structure classique. Par exemple, la suspension aval peut être une bielle de type « boomerang » avec deux fixations, l’une à axe pivotant et l’autre avec jeu (par exemple au moyen d’un élastomère précontraint).

Les figures 2A et 2B illustrent (les mêmes constituants portant les mêmes références) une nouvelle configuration possible avec une architecture à deux propulseurs et dans laquelle la structure d’accrochage articulée 28A, 28B comprend aussi deux suspensions amont 36A, 36B fixées chacune d’une part à la structure de la dérive 14 et d’autre part au carter de soufflante 20A, 20B et deux suspensions aval 38A, 38B fixées chacune d’une part à la structure de la dérive 14et d’autre part au carter intermédiaire 22A, 22B. Toutefois, dans cette nouvelle configuration, des bielles de reprise de poussée 42A, 42B sont montées entre le fuselage 12 et une partie de stator de soufflante 44A, 44B de chaque propulseur 10A, 10B et non plus entre à la structure de la dérive et le carter intermédiaire. Ces bielles sont avantageusement au nombre de deux par propulseur réparties de part et d’autre du plan H.

Avec cette configuration, la poussée est maintenant transmise à l’aéronef par les bielles de reprise de poussée 42A, 42B entre la cellule de l’aéronef et le corps de la soufflante, tous les efforts et les couples mis en jeu restant repris de façon isostatique par les suspensions amont 36A, 36B et aval 38A, 38B.

Les figures 3A et 3B montrent pour un double propulseur 10A, 10B dont la description ne sera pas à nouveau reprise, une autre configuration de la structure d’accrochage articulée 28A, 28B qui comprend une seule suspension 38A, 38B apte à reprendre le poids du propulseur. Par analogie avec les configurations précédentes, cette suspension 38A, 38B est appelé suspension aval puisqu’elle est également fixée d’une part à la structure de la dérive 14 et d’autre part au carter intermédiaire 22A, 22B. En amont de la suspension aval 38A, 38B, il est prévu une bielle de reprise de couple 46A, 46B fixée de manière articulée d’une part à la structure de la dérive 14et d’autre part au carter intermédiaire 22A, 22B, et dont les articulations sont prévues pour que la bielle ne reprenne ni le poids ni la poussée du propulseur 10A, 10B, et pour accepter des déplacements relatifs entre le propulseur et la partie structurelle de dérive 14 de l’aéronef, par exemple du fait de dilatations du propulseur dans la direction axiale. Par exemple, des articulations présentant un certain jeu et/ou une certaine souplesse peuvent, de façon connue en soi, permettre que la bielle de reprise de couple 46A, 46B réponde aux exigences susmentionnées. Par ailleurs, des bielles de reprise de poussée 48A, 48B sont montées entre le fuselage 12 et la partie de stator de soufflante 44A, 44B de chaque propulseur 10A, 10B. Pour éviter toute fixation hyperstatique, ces bielles sont avantageusement au nombre de deux par propulseur et disposées de façon diamétralement opposées (c’est-à-dire espacées de 180°) autour de chaque partie de stator (à 12H et 6H et aucun dans le plan médian des propulseurs à 3H et 9H), sachant que les positions horaires sont définies par rapport à une orientation verticale. Ainsi la position 12H est située verticalement vers le haut, tandis que la position 6H est située verticalement vers le bas.

Avec cette autre configuration, la poussée reste transmise à l’aéronef par les bielles de reprise de poussée entre la cellule de l’aéronef et le corps de la soufflante. Les masses sont reprises par les suspensions aval 38A, 38B, les couples moteurs Mx, appelés couples moteur principaux et considérés par rapport à l’axe longitudinal de chaque propulseur, sont repris par les bielles de reprise de couple 46A, 46B voire également par la suspension aval et les efforts tangentiels sont repris par les bielles de reprise de poussée 48A, 48B.

Enfin, les figures 4A et 4B montrent pour une structure à double propulseur 10A, 10B, une dernière configuration de la structure d’accrochage articulée 28A, 28B dont les suspensions amont et aval sont remplacées par des bielles articulées 50A, 50B fixées chacune d’une part à la structure de la dérive 14 et d’autre part au carter intermédiaire 22A, 22B, les bielles de reprise de poussée 48A, 48B restant montées entre le fuselage 12 et la partie de stator de soufflante 44A, 44B de chaque propulseur. Les bielles articulées sont avantageusement au nombre de deux par propulseur réparties de part et d’autre du plan H. De façon connue en soi, ces bielles sont articulées à leurs extrémités, par exemple par des rotules.

Avec cette dernière configuration, la poussée reste transmise à l’aéronef par les bielles de reprise de poussée entre la cellule de l’aéronef et le corps de la soufflante. Les bielles de reprise de poussée 48A, 48B, de par leur accrochage non-rotulant, reprennent le couple moteur tangentiel My et le couple moteur vertical Mz dont les intensités sont généralement moindres en comparaison avec le couple moteur principal Mx. Le couple moteur tangentiel My est considéré par rapport à un axe transverse horizontal perpendiculaire à l’axe longitudinal du propulseur, tandis que le couple moteur vertical Mz est considéré par rapport à un axe transverse vertical également perpendiculaire à l’axe longitudinal du propulseur. La masse, les efforts tangentiels et le couple moteur principal Mx sont maintenant repris par les seules bielles articulées 50A, 50B.

On notera que dans les configurations des figures 2A à 4B en particulier, la partie de stator de soufflante 44A, 44B doit conserver une fonction structurale en amont du rotor de soufflante 16A, 16B, afin notamment de transmettre à l’aéronef les efforts de poussée du propulseur 10A, 10B via des bielles de reprise de poussée 42A, 42B ou 48A, 48B, ces bielles étant reliées à l’amont de la partie de stator de soufflante 44A, 44B. Il est donc souhaitable que l’ensemble de la partie de stator de soufflante 44A, 44B, en amont comme en aval du rotor de soufflante 16A, 16B, possède une fonction structurale. Le rotor de soufflante 16A, 16B étant en rotation autour de la partie de stator de soufflante 44A, 44B, il est souhaitable que la partie de stator de soufflante 44 possède une partie centrale structurale autour de laquelle un arbre solidaire du rotor de soufflante 16A, 16B est mis en rotation. La chaine cinématique d’entraînement de cet arbre de rotor depuis le générateur de couple 24A, 24B nécessite donc des dispositions particulières afin de ne pas compromettre la fonction structurale de la partie de stator de soufflante 44A, 44B.

Avec l’invention et comme le montre la figure 5, l’accrochage direct des propulseurs 10A, 10B à une partie structurelle de dérive 14 permet un gain de masse par rapport à une solution qui nécessiterait un accrochage via un pylône, et surtout présente l’avantage, qu’en dehors de cette dérive, aucun autre élément structurel de l’aéronef ne se trouve en vis-à-vis devant le rotor de soufflante.

Cet avantage se retrouve pareillement sur un aéronef à trois propulseurs, deux propulseurs étant répartis de part et d’autre de la dérive 14 de l’aéronef et un propulseur étant positionné sous cette dérive. Avantageusement, la dérive 14 de l’aéronef peut faire partie d’un empennage en T de l’aéronef, tel que celui représenté schématiquement sur la figure 5, afin que l’installation des propulseurs ne soit pas gênée par le plan fixe et les gouvernes de profondeur 140, 142 de cet empennage en T. Une gouverne de direction 144 de l’empennage en T s’étendant dans un plan sensiblement vertical, peut être prévue de sorte qu’un bord inférieur de la gouverne se situe à un niveau quelque peu en dessous du niveau des sommets des nacelles des propulseurs, afin que la gouverne de direction conserve une hauteur suffisante. Ainsi, l’installation des propulseurs peut être réalisée sur un aéronef à empennage en T sans devoir augmenter significativement la hauteur de cet empennage.

Claims

Aéronef comportant un fuselage (12) et au moins un premier et un deuxième propulseurs (10A, 10B) disposés en pointe arrière du fuselage, de part et d’autre d’une dérive de l’aéronef, chaque propulseur comportant au moins un rotor de soufflante (16A, 16B) suivi d’un aubage redresseur (18A, 18B), l’ensemble étant entouré d’une nacelle comportant un carter de soufflante (20A, 20B) et un carter intermédiaire (22A, 22B) de l’aubage redresseur (18A, 18B) solidaires l’un de l’autre, chaque rotor de soufflante (16A, 16B) étant entrainé en rotation par l’énergie fournie par au moins un générateur de couple (24A, 24B) installé dans le fuselage, aéronef caractérisé en ce que le premier et le deuxième propulseurs sont reliés par une structure d’accrochage articulée (28A, 28B) à une partie structurelle de dérive (14) de l’aéronef.
Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comporte trois propulseurs, le premier et le deuxième propulseurs (10A, 10B) étant répartis de part et d’autre de la dérive (14) de l’aéronef et un troisième propulseur étant positionné sous la dérive (14) de l’aéronef.
Aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que la structure d’accrochage articulée comprend au moins une suspension (38A, 38B) ou une bielle articulée (50A, 50B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters intermédiaires (22A, 22B) et des bielles de reprise de poussée (40A, 40B ; 42A, 42B ; 48A, 48B) pour transmettre à l’aéronef une charge axiale résultant de la poussée des propulseurs.
Aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que la structure d’accrochage articulée comprend au moins une suspension amont (36A, 36B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters de soufflante (20A, 20B), au moins une suspension aval (38A, 38B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters intermédiaires (22A, 22B) et des bielles de reprise de poussée (40A, 40B) montées entre la partie structurelle de dérive (14) et un des carters intermédiaires (22A, 22B).
Aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que la structure d’accrochage articulée comprend au moins une suspension amont (36A, 36B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters de soufflante (20A, 20B), au moins une suspension aval (38A, 38B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters intermédiaires (22A, 22B) et des bielles de reprise de poussée (42A, 42B) montées entre le fuselage (12) et une des parties de stators de soufflante (44A, 44B).
Aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que la structure d’accrochage articulée comprend au moins une bielle de reprise de couple (46A, 46B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters intermédiaires (22A, 22B), au moins une suspension aval (38A, 38B) fixée d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters intermédiaires (22A, 22B) et des bielles de reprise de poussée (48A, 48B) montées entre le fuselage et une des parties de stators de soufflante.
Aéronef selon l’une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que les suspensions amont (36A, 36B) et aval (38A, 38B) comprennent au moins un élément articulé, par exemple une bielle articulée sur une poutre par un assemblage axe-chape.
Aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que la structure d’accrochage articulée comprend des bielles articulées (50A, 50B) fixées d’une part à la partie structurelle de dérive (14) et d’autre part à un des carters intermédiaires (22A, 22B) et des bielles de reprise de poussée (48A, 48B) montées entre le fuselage (12) et une des parties de stators de soufflante (44A, 44B).
Aéronef selon la revendication 6 ou la revendication 8, caractérisé en ce que les bielles de reprise de poussées (48A, 48B) sont disposées de façon diamétralement opposées à 12H et 6H autour de chaque partie de stator de soufflante (44A, 44B).
Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que chaque générateur de couple (24A, 24B) est relié au rotor de la soufflante correspondante par une liaison souple ou articulée (26A, 26B).