FR3137066A1 - Aircraft propulsion assembly comprising a turbojet as well as two separate turbojet attachment systems and aircraft comprising at least one such propulsion assembly - Google Patents

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FR3137066A1 FR2206359A FR2206359A FR3137066A1 FR 3137066 A1 FR3137066 A1 FR 3137066A1 FR 2206359 A FR2206359 A FR 2206359A FR 2206359 A FR2206359 A FR 2206359A FR 3137066 A1 FR3137066 A1 FR 3137066A1
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Kotaro FUKASAKU
Jagoda Worotynska
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Abstract

Ensemble de propulsion d’aéronef comprenant un turboréacteur ainsi que deux systèmes d’accrochage du turboréacteur distincts et aéronef comportant au moins un tel ensemble de propulsion L'invention a pour objet un ensemble de propulsion d’aéronef comprenant : un moteur (42) comportant un cœur de réacteur (54) ainsi qu’un carter de soufflante (62), un premier système d’accrochage (68) relié au carter de soufflante (62) par au moins une première attache moteur (72) et configuré pour être relié une structure (46) d’un aéronef par une première attache structure (74),un deuxième système d’accrochage (70), distinct et dissocié du premier système d’accrochage (68), relié au cœur de réacteur (54) par au moins une deuxième attache moteur (78) et configuré pour être relié à la structure (46) par une deuxième attache structure (80). L’invention a également pour objet un aéronef comportant au moins un tel ensemble de propulsion. Figure 4Aircraft propulsion assembly comprising a turbojet as well as two separate turbojet attachment systems and aircraft comprising at least one such propulsion assembly The subject of the invention is an aircraft propulsion assembly comprising: an engine (42) comprising a reactor core (54) as well as a fan casing (62), a first attachment system (68) connected to the fan casing (62) by at least one first engine attachment (72) and configured to be connected a structure (46) of an aircraft by a first structure attachment (74), a second attachment system (70), distinct and dissociated from the first attachment system (68), connected to the reactor core (54) by at least one second engine attachment (78) and configured to be connected to the structure (46) by a second structure attachment (80). The invention also relates to an aircraft comprising at least one such propulsion assembly. Figure 4

Description

Ensemble de propulsion d’aéronef comprenant un turboréacteur ainsi que deux systèmes d’accrochage du turboréacteur distincts et aéronef comportant au moins un tel ensemble de propulsionAircraft propulsion assembly comprising a turbojet as well as two separate turbojet attachment systems and aircraft comprising at least one such propulsion assembly

La présente demande se rapporte à un ensemble de propulsion d’aéronef comprenant un turboréacteur et deux systèmes d’accrochage du turboréacteur distincts ainsi qu’à un aéronef comportant au moins un tel ensemble de propulsion.The present application relates to an aircraft propulsion assembly comprising a turbojet and two separate turbojet attachment systems as well as to an aircraft comprising at least one such propulsion assembly.

Selon un mode de réalisation visible sur les figures 1 à 3, un aéronef 10 comprend plusieurs ensembles de propulsion 12 positionnés sous les ailes 14 de l’aéronef. Chaque ensemble de propulsion 12 comprend un moteur 16, une nacelle 18 positionnée autour du moteur 16 ainsi qu’un système d’accrochage 20, appelé mât, reliant le moteur 16 et l’aile 14.According to an embodiment visible in Figures 1 to 3, an aircraft 10 comprises several propulsion assemblies 12 positioned under the wings 14 of the aircraft. Each propulsion assembly 12 includes an engine 16, a nacelle 18 positioned around the engine 16 as well as a mounting system 20, called a mast, connecting the engine 16 and the wing 14.

Comme illustré sur les figures 2 et 3, le moteur 16 comprend un cœur de réacteur 22, qui comporte notamment un rotor pivotant par rapport à un stator selon un axe de rotation A22 (appelé par la suite axe moteur A22), une soufflante 24 reliée au rotor du cœur de réacteur 22 ainsi qu’un carter de soufflante 26, approximativement cylindrique, qui entoure la soufflante 24 et qui est intégré dans la nacelle 18. Le cœur de réacteur 22 s’étend d’un carter avant 22.1, qui comprend une admission d’air, jusqu’à un carter arrière 22.2 qui comprend un échappement des gaz de combustion. Ainsi, le moteur 16 est traversé par un premier flux d’air dit primaire qui passe à l’intérieur du cœur de réacteur 22 ainsi que par un deuxième flux d’air dit secondaire qui circule entre la nacelle 18 et le cœur de réacteur 22.As illustrated in Figures 2 and 3, the engine 16 comprises a reactor core 22, which notably comprises a rotor pivoting relative to a stator along an axis of rotation A22 (hereinafter called motor axis A22), a fan 24 connected to the rotor of the reactor core 22 as well as a fan casing 26, approximately cylindrical, which surrounds the fan 24 and which is integrated into the nacelle 18. The reactor core 22 extends from a front casing 22.1, which comprises an air intake, up to a rear casing 22.2 which includes an exhaust of combustion gases. Thus, the engine 16 is crossed by a first so-called primary air flow which passes inside the reactor core 22 as well as by a second so-called secondary air flow which circulates between the nacelle 18 and the reactor core 22 .

La soufflante 24 comprend des pales 24.1 tournantes ainsi que des redresseurs 24.2 fixes, positionnés à l’arrière des pales 24.1.The fan 24 comprises rotating blades 24.1 as well as fixed rectifiers 24.2, positioned at the rear of the blades 24.1.

Le moteur 16 comprend également au moins une bifurcation 28 (visible sur la ) reliant le carter de soufflante 26 et la partie avant du cœur de réacteur 22, positionnée à 12h, qui s’étend dans le flux d’air secondaire.The motor 16 also includes at least one bifurcation 28 (visible on the ) connecting the fan casing 26 and the front part of the reactor core 22, positioned at 12 o'clock, which extends into the secondary air flow.

Pour la présente demande, une direction longitudinale X est confondue avec l’axe moteur A22, une direction transversale horizontale Y est horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur A22, une direction transversale verticale Z est verticale et perpendiculaire à l’axe moteur A22. Un plan transversal est perpendiculaire à l’axe moteur A22. Les notions avant et arrière font référence au sens d’écoulement des gaz, l’avant correspondant à l’admission des gaz (air) dans le moteur et l’arrière correspondant à l’échappement des gaz (gaz de combustion).For the present application, a longitudinal direction A transverse plane is perpendicular to the motor axis A22. The notions front and rear refer to the direction of gas flow, the front corresponding to the admission of gases (air) into the engine and the rear corresponding to the exhaust of gases (combustion gases).

Le système d’accrochage 20 comprend une structure primaire 30 qui est reliée au moteur 16 par un système d’attache moteur 32 et à l’aile 14 par un système d’attache voilure 34 ainsi qu’une structure secondaire 36 (visible sur la ) qui enveloppe la structure primaire 30 et limite la traînée du système d’accrochage 20.The attachment system 20 comprises a primary structure 30 which is connected to the engine 16 by an engine attachment system 32 and to the wing 14 by a wing attachment system 34 as well as a secondary structure 36 (visible on the ) which envelops the primary structure 30 and limits the drag of the attachment system 20.

Le système d’attache moteur 32 comprend une attache moteur avant 32.1 à l’avant, une attache moteur arrière 32.2 à l’arrière et un couple de bielles de poussée 32.3 assurant la reprise des efforts de poussée.The engine attachment system 32 includes a front engine attachment 32.1 at the front, a rear engine attachment 32.2 at the rear and a pair of thrust rods 32.3 ensuring the recovery of the thrust forces.

Selon une première configuration visible sur la et décrite dans le document FR-3.073.204, l’attache moteur avant 32.1 relie l’extrémité avant 30.1 de la structure primaire 30 et le carter avant 22.1 du cœur de réacteur 22 du moteur 16. Selon cette configuration, l’extrémité avant 30.1 est faiblement espacée du carter avant 22.1 du cœur de réacteur 22 du moteur, ce qui permet d’obtenir une grande compacité selon la direction transversale verticale Z.According to a first configuration visible on the and described in document FR-3.073.204, the front engine attachment 32.1 connects the front end 30.1 of the primary structure 30 and the front casing 22.1 of the reactor core 22 of the engine 16. According to this configuration, the front end 30.1 is slightly spaced from the front casing 22.1 of the reactor core 22 of the engine, which makes it possible to obtain great compactness in the vertical transverse direction Z.

Selon un premier inconvénient lié à cette configuration, la zone située entre le cœur de réacteur 22 du moteur et la structure primaire 30 est réduite et ne permet pas l’intégration d’équipements complémentaires au moteur, qui sont par conséquent positionnés au-dessus de la structure primaire 30 du mât. Cette implantation conduit à augmenter le volume de la structure secondaire 36 et impacte la traînée de l’aéronef.According to a first drawback linked to this configuration, the zone located between the reactor core 22 of the engine and the primary structure 30 is reduced and does not allow the integration of complementary equipment to the engine, which is therefore positioned above the primary structure 30 of the mast. This implementation leads to an increase in the volume of the secondary structure 36 and impacts the drag of the aircraft.

Selon un autre inconvénient, l’attache moteur avant 32.1 est positionnée proche d’une zone chaude si bien qu’il est nécessaire d’utiliser pour l’attache moteur avant 32.1 des matériaux résistants à la chaleur, généralement plus chers et plus lourds.According to another disadvantage, the front engine mount 32.1 is positioned close to a hot zone so that it is necessary to use heat-resistant materials for the front engine mount 32.1, which are generally more expensive and heavier.

Enfin, l’attache moteur avant 32.1 est positionnée dans une zone encombrée, difficile d’accès, rendant les opérations de montage et démontage plus complexes.Finally, the front engine mount 32.1 is positioned in a congested area, difficult to access, making assembly and disassembly operations more complex.

Selon une deuxième configuration visible sur la et décrite dans le document FR-2.891.243, l’attache moteur avant 32.1 relie l’extrémité avant 30.1 de la structure primaire 30 et le carter de soufflante 26 du moteur 16. Cette deuxième configuration permet de remédier aux inconvénients de la première configuration.According to a second configuration visible on the and described in document FR-2,891,243, the front engine attachment 32.1 connects the front end 30.1 of the primary structure 30 and the fan casing 26 of the engine 16. This second configuration makes it possible to remedy the disadvantages of the first configuration .

Quelle que soit la configuration, le système d’accrochage 20 comprend une partie avant 38 positionnée dans le flux secondaire, à l’arrière des redresseurs 24.2 de la soufflante 24, qui entraîne des pertes de charge et introduit une hétérogénéité dans le flux secondaire. De plus, le fait que la structure primaire 30 soit reliée à deux parties distinctes du moteur 16, notamment au carter de soufflante 26 et au cœur de réacteur 22, qui n’induisent pas sur la structure primaire 30 les mêmes contraintes conduit à complexifier la structure primaire 30 et les systèmes d’attache moteur et voilure 32, 34.Whatever the configuration, the attachment system 20 comprises a front part 38 positioned in the secondary flow, behind the rectifiers 24.2 of the fan 24, which causes pressure losses and introduces heterogeneity into the secondary flow. Furthermore, the fact that the primary structure 30 is connected to two distinct parts of the engine 16, in particular to the fan casing 26 and to the reactor core 22, which do not induce the same constraints on the primary structure 30 leads to the complexity of the primary structure 30 and the engine and wing attachment systems 32, 34.

La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur.The present invention aims to remedy all or part of the drawbacks of the prior art.

A cet effet, l’invention a pour objet un ensemble de propulsion d’aéronef comprenant un moteur ainsi qu’une nacelle entourant le moteur, ledit moteur étant configuré pour être relié à une structure d’un aéronef et comportant un cœur de réacteur qui présente un axe moteur, une soufflante ainsi qu’un carter de soufflante qui entoure la soufflante. Selon l’invention, l’ensemble de propulsion comprend un premier système d’accrochage relié au carter de soufflante par au moins une première attache moteur et configuré pour être relié à la structure par une première attache structure ainsi qu’un deuxième système d’accrochage, distinct et dissocié du premier système d’accrochage, relié au cœur de réacteur par au moins une deuxième attache moteur et configuré pour être relié à la structure par une deuxième attache structure.To this end, the subject of the invention is an aircraft propulsion assembly comprising an engine as well as a nacelle surrounding the engine, said engine being configured to be connected to a structure of an aircraft and comprising a reactor core which has a motor shaft, a fan and a fan casing which surrounds the fan. According to the invention, the propulsion assembly comprises a first attachment system connected to the fan casing by at least a first engine attachment and configured to be connected to the structure by a first structure attachment as well as a second attachment system attachment, distinct and dissociated from the first attachment system, connected to the reactor core by at least a second engine attachment and configured to be connected to the structure by a second structure attachment.

Les premier et deuxième systèmes d’accrochage étant distincts l’un de l’autre, ils peuvent être optimisés indépendamment l’un de l’autre en fonction des contraintes auxquelles ils sont soumis. Selon un autre avantage, cette solution permet de dégager le conduit annulaire situé entre la nacelle et le cœur de réacteur, notamment la zone située à l’arrière des redresseurs. Ainsi, cette configuration permet de limiter l’impact des systèmes d’accrochage sur les performances du moteur. De plus, l’espace libéré par les systèmes d’accrochage peut être utilisé pour positionner d’autres équipements de l’ensemble de propulsion.The first and second attachment systems being distinct from each other, they can be optimized independently of each other depending on the constraints to which they are subjected. According to another advantage, this solution makes it possible to clear the annular conduit located between the nacelle and the reactor core, in particular the area located behind the rectifiers. Thus, this configuration makes it possible to limit the impact of the mounting systems on engine performance. In addition, the space freed up by the attachment systems can be used to position other equipment in the propulsion assembly.

Selon une autre caractéristique, la première attache moteur comprend des premier, deuxième et troisième points de fixation positionnés à 9h, 12h et 3h sur le carter de soufflante, les premier et troisième points de fixation positionnés à 3h et 9h étant configurés pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur et selon une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur, le deuxième point de fixation positionné à 12h étant configuré pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur et selon une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur.According to another characteristic, the first engine attachment comprises first, second and third fixing points positioned at 9 o'clock, 12 o'clock and 3 o'clock on the fan casing, the first and third fixing points positioned at 3 o'clock and 9 o'clock being configured to ensure recovery. forces oriented parallel to the motor axis and in a vertical direction and perpendicular to the motor axis, the second fixing point positioned at 12 o'clock being configured to ensure a recovery of forces oriented parallel to the motor axis and in a horizontal direction and perpendicular to the motor axis.

Selon une autre caractéristique, la première attache moteur comprend, pour au moins un des premier, deuxième et troisième points de fixation, une articulation présentant un axe de pivotement approximativement parallèle à une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur pour le premier ou troisième point de fixation ou approximativement parallèle à une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur pour le deuxième point de fixation.According to another characteristic, the first engine attachment comprises, for at least one of the first, second and third attachment points, a joint having a pivot axis approximately parallel to a horizontal direction and perpendicular to the engine axis for the first or third attachment point or approximately parallel to a vertical direction and perpendicular to the motor axis for the second attachment point.

Selon une autre caractéristique, le deuxième système d’accrochage est une structure en caisson configurée pour essentiellement reprendre des efforts orientés verticalement.According to another characteristic, the second attachment system is a box structure configured to essentially take up vertically oriented forces.

L’invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins une structure ainsi qu’au moins un ensemble de propulsion selon l’une des caractéristiques précédentes relié à la structure.The invention also relates to an aircraft comprising at least one structure as well as at least one propulsion assembly according to one of the preceding characteristics connected to the structure.

Selon une autre caractéristique, la structure présente des premiers éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon au moins une première direction ainsi que des deuxièmes éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon au moins une deuxième direction sécante à la première direction, le premier système d’accrochage étant relié à au moins un des premiers éléments de la structure, le deuxième système d’accrochage étant relié à au moins un des deuxièmes éléments de la structure.According to another characteristic, the structure has first elements configured to ensure a recovery of forces in at least a first direction as well as second elements configured to ensure a recovery of forces in at least a second direction secant to the first direction, the first hooking system being connected to at least one of the first elements of the structure, the second hooking system being connected to at least one of the second elements of the structure.

Selon une autre caractéristique, la structure présente des premiers éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon deux premières directions définissant un premier plan ainsi que des deuxièmes éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon deux deuxièmes directions définissant un deuxième plan perpendiculaire au premier plan, le premier système d’accrochage étant relié à au moins un des premiers éléments de la structure, le deuxième système d’accrochage étant relié à au moins un des deuxièmes éléments de la structure.According to another characteristic, the structure has first elements configured to ensure a recovery of forces in two first directions defining a first plane as well as second elements configured to ensure a recovery of forces in two second directions defining a second plane perpendicular to the first plane , the first hooking system being connected to at least one of the first elements of the structure, the second hooking system being connected to at least one of the second elements of the structure.

Selon une autre caractéristique, la structure est une structure d’une aile comportant un bord d’attaque, un bord de fuite, des surfaces supérieure et inférieure reliant les bords d’attaque et de fuite, des nervures positionnées dans des plans verticaux, approximativement parallèles à l’axe moteur, reliant les surfaces supérieure et inférieure ainsi que des longerons avant et arrière reliant les nervures, sensiblement parallèles respectivement aux bords d’attaque et de fuite, la première attache structure reliant le premier système d’accrochage et le longeron avant de l’aile.According to another characteristic, the structure is a structure of a wing comprising a leading edge, a trailing edge, upper and lower surfaces connecting the leading and trailing edges, ribs positioned in vertical planes, approximately parallel to the engine axis, connecting the upper and lower surfaces as well as front and rear spars connecting the ribs, substantially parallel respectively to the leading and trailing edges, the first structural attachment connecting the first attachment system and the spar front of the wing.

En variante, la première attache structure relie le premier système d’accrochage et une partie avant de la surface inférieure de l’aile.Alternatively, the first structural attachment connects the first attachment system and a front part of the lower surface of the wing.

Selon une autre caractéristique, la première attache structure comprend des premier, deuxième et troisième points de fixation positionnés à 9h, 12h et 3h sur la structure, les premier et troisième points de fixation positionnés à 3h et 9h étant configurés pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur et selon une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur, le deuxième point de fixation positionné à 12h étant configuré pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur et selon une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur.According to another characteristic, the first structural attachment comprises first, second and third fixing points positioned at 9 o'clock, 12 o'clock and 3 o'clock on the structure, the first and third fixing points positioned at 3 o'clock and 9 o'clock being configured to ensure recovery of forces oriented parallel to the motor axis and in a vertical direction and perpendicular to the motor axis, the second fixing point positioned at 12 o'clock being configured to ensure a recovery of forces oriented parallel to the motor axis and in a horizontal and perpendicular direction to the motor shaft.

Selon une autre caractéristique, la première attache structure comprend, pour au moins un des premier, deuxième et troisième points de fixation, une articulation présentant un axe de pivotement approximativement parallèle à une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur pour le premier ou troisième point de fixation ou approximativement parallèle à une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur pour le deuxième point de fixation.According to another characteristic, the first structural attachment comprises, for at least one of the first, second and third fixing points, a joint having a pivot axis approximately parallel to a horizontal direction and perpendicular to the motor axis for the first or third attachment point or approximately parallel to a vertical direction and perpendicular to the motor axis for the second attachment point.

D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l’invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the description of the invention which follows, description given by way of example only, with reference to the appended drawings including:

est une vue latérale d’un aéronef, is a side view of an aircraft,

est une coupe longitudinale d’un ensemble de propulsion illustrant une première configuration de l’art antérieur, is a longitudinal section of a propulsion assembly illustrating a first configuration of the prior art,

est une coupe longitudinale d’un ensemble de propulsion illustrant une deuxième configuration de l’art antérieur, is a longitudinal section of a propulsion assembly illustrating a second configuration of the prior art,

est une coupe longitudinale d’un ensemble de propulsion illustrant un mode de réalisation de l’invention, is a longitudinal section of a propulsion assembly illustrating one embodiment of the invention,

est une vue en perspective d’un premier système d’accrochage illustrant un mode de réalisation de l’invention, et is a perspective view of a first hanging system illustrating one embodiment of the invention, and

est une vue en perspective d’un deuxième système d’accrochage illustrant un mode de réalisation de l’invention. is a perspective view of a second hanging system illustrating one embodiment of the invention.

Selon un mode de réalisation visible sur la , un ensemble de propulsion 40 d’un aéronef comprend un moteur 42 positionné dans une nacelle 44 et relié à une structure 46 de l’aéronef.According to an embodiment visible on the , a propulsion assembly 40 of an aircraft comprises an engine 42 positioned in a nacelle 44 and connected to a structure 46 of the aircraft.

Selon une configuration, un aéronef comprend plusieurs ensembles de propulsion 40. A minima, un aéronef comprend au moins un ensemble de propulsion 40. Selon un agencement, la structure 46 correspond à une aile 48 qui comprend un bord d’attaque 48.1, un bord de fuite 48.2, une surface supérieure 48.3, appelée extrados, reliant les bords d’attaque et de fuite 48.1, 48.2 ainsi qu’une surface inférieure 48.4, appelée intrados, reliant les bords d’attaque et de fuite 48.1, 48.2. Sur le plan structural, l’aile 48 comprend des nervures 50 positionnées dans des plans verticaux, approximativement parallèles à la direction longitudinale, reliant les surfaces supérieure et inférieure 48.3, 48.4 ainsi que des longerons avant et arrière 52.1, 52.2 reliant les nervures 50, sensiblement parallèles respectivement aux bords d’attaque et de fuite 48.1, 48.2.According to one configuration, an aircraft comprises several propulsion assemblies 40. At a minimum, an aircraft comprises at least one propulsion assembly 40. According to one arrangement, the structure 46 corresponds to a wing 48 which comprises a leading edge 48.1, an edge trailing edge 48.2, an upper surface 48.3, called extrados, connecting the leading and trailing edges 48.1, 48.2 as well as a lower surface 48.4, called intrados, connecting the leading and trailing edges 48.1, 48.2. Structurally, the wing 48 comprises ribs 50 positioned in vertical planes, approximately parallel to the longitudinal direction, connecting the upper and lower surfaces 48.3, 48.4 as well as front and rear spars 52.1, 52.2 connecting the ribs 50, substantially parallel respectively to the leading and trailing edges 48.1, 48.2.

Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à cette structure 46. Ainsi, l’ensemble de propulsion 40 pourrait être relié à la structure du fuselage ou à toute autre structure de l’aéronef.Of course, the invention is not limited to this structure 46. Thus, the propulsion assembly 40 could be connected to the structure of the fuselage or to any other structure of the aircraft.

La nacelle 44 s’étend entre un bord d’attaque 44.1 et un bord de fuite 44.2.The nacelle 44 extends between a leading edge 44.1 and a trailing edge 44.2.

Selon un mode de réalisation, le moteur 42 comprend :

  1. un cœur de réacteur 54, qui comporte notamment un rotor 56 pivotant par rapport à un stator 58 selon un axe moteur A54,
  2. une soufflante 60 reliée au rotor 56 du cœur de réacteur 54,
  3. un carter de soufflante 62, approximativement tubulaire, qui entoure la soufflante 60 et qui est intégré dans la nacelle 44.
According to one embodiment, the motor 42 comprises:
  1. a reactor core 54, which notably comprises a rotor 56 pivoting relative to a stator 58 along a motor axis A54,
  2. a fan 60 connected to the rotor 56 of the reactor core 54,
  3. a fan casing 62, approximately tubular, which surrounds the fan 60 and which is integrated into the nacelle 44.

Le cœur de réacteur 54 s’étend d’un carter avant 54.1, qui comprend une admission d’air, jusqu’à un carter arrière 54.2 qui comprend un échappement des gaz de combustion. En complément, la nacelle 44 et le cœur de réacteur 54 délimitent un conduit annulaire 64. Ainsi, le moteur 42 est traversé par un premier flux d’air dit primaire qui passe à l’intérieur du cœur de réacteur 54 ainsi que par un deuxième flux d’air dit secondaire qui circule dans le conduit annulaire 64.The reactor core 54 extends from a front casing 54.1, which includes an air intake, to a rear casing 54.2 which includes a combustion gas exhaust. In addition, the nacelle 44 and the reactor core 54 delimit an annular conduit 64. Thus, the engine 42 is crossed by a first flow of so-called primary air which passes inside the reactor core 54 as well as by a second so-called secondary air flow which circulates in the annular duct 64.

Selon une configuration visible sur la , une partie arrière du cœur de réacteur 54, notamment le carter arrière 54.2, est située à l’extérieur de la nacelle 44, en saillie par rapport à un plan transversal arrière P1 passant par le bord de fuite 44.2 de la nacelle 44. Selon un agencement, cette partie arrière du cœur de réacteur 54 est située à l’aplomb de la structure 46 de l’aéronef.According to a configuration visible on the , a rear part of the reactor core 54, in particular the rear casing 54.2, is located outside the nacelle 44, projecting relative to a rear transverse plane P1 passing through the trailing edge 44.2 of the nacelle 44. According to an arrangement, this rear part of the reactor core 54 is located directly above the structure 46 of the aircraft.

La soufflante 60 comprend des pales 60.1 tournantes ainsi que des redresseurs 60.2 fixes et positionnés à l’arrière des pales 60.1.The fan 60 comprises rotating blades 60.1 as well as rectifiers 60.2 fixed and positioned at the rear of the blades 60.1.

Le moteur 42 comprend au moins un élément de liaison radial 66 reliant le carter de soufflante 62 et le cœur de réacteur 54. Selon une configuration, le moteur 42 comprend plusieurs éléments de liaison radiaux 66. Selon une autre configuration, le moteur 42 comprend un unique élément de liaison radial 66, positionnés à 12h, appelé bifurcation.The engine 42 comprises at least one radial connection element 66 connecting the fan casing 62 and the reactor core 54. According to one configuration, the engine 42 comprises several radial connection elements 66. According to another configuration, the engine 42 comprises a single radial connecting element 66, positioned at 12 o'clock, called bifurcation.

L’ensemble de propulsion 40 comprend un premier système d’accrochage 68 reliant le carter de soufflante 62 et la structure 46 ainsi qu’un deuxième système d’accrochage 70, distinct et dissocié du premier système d’accrochage 68, reliant le cœur de réacteur 54 et la structure 46. Les premier et deuxième systèmes d’accrochage 68, 70 étant distincts l’un de l’autre, ils peuvent être optimisés indépendamment l’un de l’autre en fonction des contraintes auxquelles ils sont soumis. Ainsi, le premier système d’accrochage 68 peut être configuré pour optimiser la reprise des efforts orientés selon la direction longitudinale et le deuxième système d’accrochage 70 peut être configuré pour optimiser la reprise des efforts orientés verticalement. Selon un autre avantage, le fait que les premier et deuxième systèmes d’accrochage 68, 70 soient indépendants l’un de l’autre permet de simplifier les éléments de liaison radiaux 66 reliant le carter de soufflante 62 et le cœur de réacteur 54.The propulsion assembly 40 comprises a first attachment system 68 connecting the fan casing 62 and the structure 46 as well as a second attachment system 70, distinct and dissociated from the first attachment system 68, connecting the heart of reactor 54 and the structure 46. The first and second attachment systems 68, 70 being distinct from each other, they can be optimized independently of each other according to the constraints to which they are subjected. Thus, the first attachment system 68 can be configured to optimize the recovery of forces oriented in the longitudinal direction and the second attachment system 70 can be configured to optimize the recovery of forces oriented vertically. According to another advantage, the fact that the first and second attachment systems 68, 70 are independent of each other makes it possible to simplify the radial connecting elements 66 connecting the fan casing 62 and the reactor core 54.

Selon un autre avantage, cette solution permet de dégager le conduit annulaire 64, notamment la zone située à l’arrière des redresseurs 60.2. Ainsi, cette configuration permet de limiter l’impact des systèmes d’accrochage 68, 70 sur les performances du moteur 42. De plus, l’espace libéré par les systèmes d’accrochage 68, 70 peut être utilisé pour positionner d’autres équipements de l’ensemble de propulsion 40.According to another advantage, this solution makes it possible to clear the annular conduit 64, in particular the area located behind the rectifiers 60.2. Thus, this configuration makes it possible to limit the impact of the attachment systems 68, 70 on the performance of the engine 42. In addition, the space freed by the attachment systems 68, 70 can be used to position other equipment of the propulsion assembly 40.

Selon un mode de réalisation, la structure 46 peut présenter des premiers éléments, comme les longerons avant et arrière 52.1, 52.2 par exemple, configurés pour assurer une reprise des efforts selon au moins une première direction, comme une direction parallèle à l’axe moteur A54 par exemple, ainsi que des deuxièmes éléments, comme les nervures 50 par exemple, configurés pour assurer une reprise des efforts selon au moins une deuxième direction sécante à la première direction, comme une direction perpendiculaire à l’axe moteur A54 par exemple. Selon ce mode de réalisation, le premier système d’accrochage 68 est relié à au moins un des premiers éléments de la structure 46 et le deuxième système d’accrochage 70 est relié à au moins un des deuxièmes éléments de la structure 46.According to one embodiment, the structure 46 may have first elements, such as the front and rear longitudinal members 52.1, 52.2 for example, configured to ensure a recovery of forces in at least a first direction, such as a direction parallel to the engine axis. A54 for example, as well as second elements, such as the ribs 50 for example, configured to ensure a recovery of forces in at least a second direction secant to the first direction, such as a direction perpendicular to the motor axis A54 for example. According to this embodiment, the first attachment system 68 is connected to at least one of the first elements of the structure 46 and the second attachment system 70 is connected to at least one of the second elements of the structure 46.

De façon avantageuse, la structure 46 présente des premiers éléments, comme les longerons avant et arrière 52.1, 52.2 par exemple, configurés pour assurer une reprise des efforts selon deux premières directions Y, Z définissant un premier plan ainsi que des deuxièmes éléments, comme les nervures 50 par exemple, configurés pour assurer une reprise des efforts selon deux deuxièmes directions X, Y définissant un deuxième plan perpendiculaire au premier plan, le premier système d’accrochage 68 étant relié à au moins un des premiers éléments de la structure, le deuxième système d’accrochage 70 étant relié à au moins un des deuxièmes éléments de la structure.Advantageously, the structure 46 has first elements, such as the front and rear spars 52.1, 52.2 for example, configured to ensure a recovery of forces in two first directions Y, Z defining a first plane as well as second elements, such as the ribs 50 for example, configured to ensure a recovery of forces in two second directions X, Y defining a second plane perpendicular to the first plane, the first attachment system 68 being connected to at least one of the first elements of the structure, the second hooking system 70 being connected to at least one of the second elements of the structure.

Selon un mode de réalisation, le premier système d’accrochage 68 est relié au carter de soufflante 62 par au moins une première attache moteur 72 et à la structure 46 par au moins une première attache structure 74. Selon une première variante, le premier système d’accrochage 68 est une structure en treillis, comme illustré sur la , configurée pour reprendre au moins des efforts de poussée parallèles à l’axe moteur A54. Selon une deuxième variante, le premier système d’accrochage 68 est une structure en caisson, comme la structure primaire d’un mât d’aéronef de l’art antérieur. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ces variantes.According to one embodiment, the first attachment system 68 is connected to the fan casing 62 by at least one first motor attachment 72 and to the structure 46 by at least one first structure attachment 74. According to a first variant, the first system hooking 68 is a lattice structure, as illustrated in the , configured to take up at least thrust forces parallel to the motor axis A54. According to a second variant, the first attachment system 68 is a box structure, like the primary structure of an aircraft mast of the prior art. Of course, the invention is not limited to these variants.

Selon une configuration, lorsque la structure 46 correspond à une aile 48 de l’aéronef, la première attache structure 74 est positionnée de manière à relier le premier système d’accrochage 68 et le longeron avant 52.1 de l’aile 48. En variante, la première attache structure 74 est positionnée de manière à relier le premier système d’accrochage 68 et une partie avant de la surface inférieure 48.4 (intrados) de l’aile 48. Selon un mode de réalisation, la première attache structure 74 comprend des premier, deuxième et troisième points de fixation 74.1, 74.2 et 74.3 positionnés à 9h, 12h et 3h sur la structure 46, les premier et troisième points de fixation 74.1, 74.3 positionnés à 3h et 9h étant configurés pour assurer notamment la reprise des efforts orientés parallèlement à la direction longitudinale X et selon la direction transversale et verticale Z, le deuxième point de fixation 74.2 positionné à 12h étant configuré pour assurer notamment la reprise des efforts orientés parallèlement à la direction longitudinale X et selon la direction transversale et horizontale Y. Selon un autre mode de réalisation, la première attache structure 74 comprend des premier et deuxième points de fixation positionnés l’un à 11h et l’autre à 13h.According to one configuration, when the structure 46 corresponds to a wing 48 of the aircraft, the first structure attachment 74 is positioned so as to connect the first attachment system 68 and the front spar 52.1 of the wing 48. Alternatively, the first structural attachment 74 is positioned so as to connect the first attachment system 68 and a front part of the lower surface 48.4 (intrados) of the wing 48. According to one embodiment, the first structural attachment 74 comprises first , second and third fixing points 74.1, 74.2 and 74.3 positioned at 9 o'clock, 12 o'clock and 3 o'clock on the structure 46, the first and third fixing points 74.1, 74.3 positioned at 3 o'clock and 9 o'clock being configured to ensure in particular the recovery of parallel oriented forces in the longitudinal direction another embodiment, the first structural attachment 74 comprises first and second fixing points positioned one at 11 o'clock and the other at 1 p.m.

Selon un mode de réalisation, la première attache moteur 72 comprend des premier, deuxième et troisième points de fixation 72.1, 72.2 et 72.3 positionnés à 9h, 12h et 3h sur le carter de soufflante 62, les premier et troisième points de fixation 72.1, 72.3 positionnés à 3h et 9h étant configurés pour assurer notamment la reprise des efforts orientés parallèlement à la direction longitudinale X et selon la direction transversale et verticale Z, le deuxième point de fixation 72.2 positionné à 12h étant configuré pour assurer notamment la reprise des efforts orientés parallèlement à la direction longitudinale X et selon la direction transversale et horizontale Y.According to one embodiment, the first engine attachment 72 comprises first, second and third fixing points 72.1, 72.2 and 72.3 positioned at 9 o'clock, 12 o'clock and 3 o'clock on the fan casing 62, the first and third fixing points 72.1, 72.3 positioned at 3 o'clock and 9 o'clock being configured to ensure in particular the recovery of forces oriented parallel to the longitudinal direction in the longitudinal direction X and in the transverse and horizontal direction Y.

Selon une configuration, la première attache moteur ou structure 72, 74 comprend, pour au moins un des premiers, deuxièmes et troisièmes points de fixation 72.1, 72.2, 72.3, 74.1, 74.2 et 74.3, une articulation présentant un axe de pivotement 76. Selon un mode de réalisation, pour au moins un des premiers et troisièmes points de fixation 72.1, 72.3, 74.1, 74.3 et de préférence pour chacun d’eux, l’axe de pivotement 76 est approximativement parallèle à la direction transversale et horizontale Y. Pour au moins un des deuxièmes points de fixation 72.2, 74.2 et de préférence pour chacun d’eux, l’axe de pivotement 76 est approximativement parallèle à la direction transversale et verticale Z. A titre d’exemple, chacun des premiers, deuxièmes et troisièmes points de fixation 72.1, 72.2, 72.3, 74.1, 74.2 et 74.3 comprend une articulation sous la forme d’une chape.According to one configuration, the first engine attachment or structure 72, 74 comprises, for at least one of the first, second and third attachment points 72.1, 72.2, 72.3, 74.1, 74.2 and 74.3, an articulation having a pivot axis 76. According to one embodiment, for at least one of the first and third attachment points 72.1, 72.3, 74.1, 74.3 and preferably for each of them, the pivot axis 76 is approximately parallel to the transverse and horizontal direction Y. For at least one of the second fixing points 72.2, 74.2 and preferably for each of them, the pivot axis 76 is approximately parallel to the transverse and vertical direction Z. By way of example, each of the first, second and third attachment points 72.1, 72.2, 72.3, 74.1, 74.2 and 74.3 comprise a joint in the form of a clevis.

Selon un mode de réalisation, le deuxième système d’accrochage 70 est relié au cœur de réacteur 54 par au moins une deuxième attache moteur 78 et à la structure 46 par au moins une deuxième attache structure 80. Selon une variante, le deuxième système d’accrochage 70 est une structure en caisson, comme illustré sur la , configurée pour essentiellement reprendre des efforts orientés verticalement. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à cette variante. Ainsi, le deuxième système d’accrochage 70 pourrait avoir une structure en treillis.According to one embodiment, the second attachment system 70 is connected to the reactor core 54 by at least one second engine attachment 78 and to the structure 46 by at least one second structure attachment 80. According to a variant, the second system The hook 70 is a box structure, as illustrated in the , configured to essentially take up vertically oriented forces. Of course, the invention is not limited to this variant. Thus, the second hanging system 70 could have a lattice structure.

Selon une configuration, lorsque la structure 46 correspond à l’aile 48 de l’aéronef, la deuxième attache structure 80 est positionnée de manière à relier le deuxième système d’accrochage 70 et au moins une nervure 50 de l’aile 48. La deuxième attache structure 80 n’est pas plus détaillée car elle peut être identique à une attache voilure de l’art antérieur.According to one configuration, when the structure 46 corresponds to the wing 48 of the aircraft, the second structure attachment 80 is positioned so as to connect the second attachment system 70 and at least one rib 50 of the wing 48. second structure attachment 80 is not more detailed because it can be identical to a wing attachment of the prior art.

Selon une configuration, la deuxième attache moteur 78 est positionnée de manière à relier le deuxième système d’accrochage 70 au carter arrière 54.2 du cœur de réacteur 54. La deuxième attache moteur 78 n’est pas plus détaillée car elle peut être identique à une attache moteur arrière de l’art antérieur.According to one configuration, the second engine attachment 78 is positioned so as to connect the second attachment system 70 to the rear casing 54.2 of the reactor core 54. The second engine attachment 78 is not more detailed because it can be identical to a rear engine attachment of the prior art.

Enfin, l’ensemble de propulsion 40 comprend une structure secondaire 82 qui enveloppe les premier et deuxième systèmes d’accrochage 68 et 70 et limite leur traînée.Finally, the propulsion assembly 40 includes a secondary structure 82 which envelops the first and second attachment systems 68 and 70 and limits their drag.

Claims (11)

Ensemble de propulsion d’aéronef comprenant un moteur (42) ainsi qu’une nacelle (44) entourant le moteur (42), ledit moteur (42) étant configuré pour être relié à une structure (46) d’un aéronef et comportant un cœur de réacteur (54) présentant un axe moteur (A54), une soufflante (60) ainsi qu’un carter de soufflante (62) entourant la soufflante (60), caractérisé en ce que l’ensemble de propulsion comprend un premier système d’accrochage (68) relié au carter de soufflante (62) par au moins une première attache moteur (72) et configuré pour être relié à la structure (46) par une première attache structure (74) ainsi qu’un deuxième système d’accrochage (70), distinct et dissocié du premier système d’accrochage (68), relié au cœur de réacteur (54) par au moins une deuxième attache moteur (78) et configuré pour être relié à la structure (46) par une deuxième attache structure (80).Aircraft propulsion assembly comprising an engine (42) as well as a nacelle (44) surrounding the engine (42), said engine (42) being configured to be connected to a structure (46) of an aircraft and comprising a reactor core (54) having a motor shaft (A54), a fan (60) as well as a fan casing (62) surrounding the fan (60), characterized in that the propulsion assembly comprises a first system attachment (68) connected to the fan casing (62) by at least a first motor attachment (72) and configured to be connected to the structure (46) by a first structure attachment (74) as well as a second attachment system attachment (70), distinct and dissociated from the first attachment system (68), connected to the reactor core (54) by at least one second engine attachment (78) and configured to be connected to the structure (46) by a second structure fastener (80). Ensemble de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première attache moteur (72) comprend des premier, deuxième et troisième points de fixation (72.1, 72.2, 72.3) positionnés à 9h, 12h et 3h sur le carter de soufflante (62), les premier et troisième points de fixation (72.1, 72.3) positionnés à 3h et 9h étant configurés pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur (A54) et selon une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54), le deuxième point de fixation (72.2) positionné à 12h étant configuré pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur (A54) et selon une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54).Propulsion assembly according to claim 1, characterized in that the first engine attachment (72) comprises first, second and third fixing points (72.1, 72.2, 72.3) positioned at 9 o'clock, 12 o'clock and 3 o'clock on the fan casing (62). ), the first and third fixing points (72.1, 72.3) positioned at 3 o'clock and 9 o'clock being configured to ensure a recovery of forces oriented parallel to the motor axis (A54) and in a vertical direction perpendicular to the motor axis ( A54), the second fixing point (72.2) positioned at 12 o'clock being configured to ensure a recovery of forces oriented parallel to the motor axis (A54) and in a horizontal direction perpendicular to the motor axis (A54). Ensemble de propulsion selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la première attache moteur (72) comprend, pour au moins un des premier, deuxième et troisième points de fixation (72.1, 72.2, 72.3), une articulation présentant un axe de pivotement (76) approximativement parallèle à une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54) pour le premier ou troisième point de fixation (72.1, 72.3) ou approximativement parallèle à une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54) pour le deuxième point de fixation (72.2).Propulsion assembly according to the preceding claim, characterized in that the first engine attachment (72) comprises, for at least one of the first, second and third attachment points (72.1, 72.2, 72.3), an articulation having a pivot axis ( 76) approximately parallel to a horizontal direction and perpendicular to the motor axis (A54) for the first or third fixing point (72.1, 72.3) or approximately parallel to a vertical direction and perpendicular to the motor axis (A54) for the second attachment point (72.2). Ensemble de propulsion selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le deuxième système d’accrochage (70) est une structure en caisson configurée pour essentiellement reprendre des efforts orientés verticalement.Propulsion assembly according to one of the preceding claims, characterized in that the second attachment system (70) is a box structure configured to essentially take up vertically oriented forces. Aéronef comprenant au moins une structure (46) ainsi qu’au moins un ensemble de propulsion selon l’une des revendications précédentes relié à la structure (46).Aircraft comprising at least one structure (46) as well as at least one propulsion assembly according to one of the preceding claims connected to the structure (46). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la structure (46) présente des premiers éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon au moins une première direction ainsi que des deuxièmes éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon au moins une deuxième direction sécante à la première direction, le premier système d’accrochage (68) étant relié à au moins un des premiers éléments de la structure (46), le deuxième système d’accrochage (70) étant relié à au moins un des deuxièmes éléments de la structure (46).Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the structure (46) has first elements configured to ensure a recovery of forces in at least a first direction as well as second elements configured to ensure a recovery of forces in at least a second direction secant to the first direction, the first attachment system (68) being connected to at least one of the first elements of the structure (46), the second attachment system (70) being connected to at least one of the second elements of the structure (46). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la structure (46) présente des premiers éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon deux premières directions définissant un premier plan ainsi que des deuxièmes éléments configurés pour assurer une reprise des efforts selon deux deuxièmes directions définissant un deuxième plan perpendiculaire au premier plan, le premier système d’accrochage (68) étant relié à au moins un des premiers éléments de la structure, le deuxième système d’accrochage (70) étant relié à au moins un des deuxièmes éléments de la structure.Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the structure (46) has first elements configured to ensure a recovery of forces in two first directions defining a first plane as well as second elements configured to ensure a recovery of forces in two second directions defining a second plane perpendicular to the first plane, the first attachment system (68) being connected to at least one of the first elements of the structure, the second attachment system (70) being connected to at least one of the second elements of the structure. Aéronef selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que la structure (46) est une structure d’une aile (48) comportant un bord d’attaque (48.1), un bord de fuite (48.2), des surfaces supérieure et inférieure (48.3, 48.4) reliant les bords d’attaque et de fuite (48.1, 48.2), des nervures (50) positionnées dans des plans verticaux, approximativement parallèles à l’axe moteur (A54), reliant les surfaces supérieure et inférieure (48.3, 48.4) ainsi que des longerons avant et arrière (52.1, 52.2) reliant les nervures (50), sensiblement parallèles respectivement aux bords d’attaque et de fuite (48.1, 48.2), et en ce que la première attache structure (74) relie le premier système d’accrochage (68) et le longeron avant (52.1) de l’aile (48).Aircraft according to claim 6 or 7, characterized in that the structure (46) is a structure of a wing (48) comprising a leading edge (48.1), a trailing edge (48.2), upper and lower surfaces (48.3, 48.4) connecting the leading and trailing edges (48.1, 48.2), ribs (50) positioned in vertical planes, approximately parallel to the motor axis (A54), connecting the upper and lower surfaces (48.3 , 48.4) as well as front and rear spars (52.1, 52.2) connecting the ribs (50), substantially parallel respectively to the leading and trailing edges (48.1, 48.2), and in that the first structural attachment (74) connects the first attachment system (68) and the front spar (52.1) of the wing (48). Aéronef selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que la structure (46) est une structure d’une aile (48) comportant un bord d’attaque (48.1), un bord de fuite (48.2), des surfaces supérieure et inférieure (48.3, 48.4) reliant les bords d’attaque et de fuite (48.1, 48.2), des nervures (50) positionnées dans des plans verticaux, approximativement parallèles à l’axe moteur (A54), reliant les surfaces supérieure et inférieure (48.3, 48.4) ainsi que des longerons avant et arrière (52.1, 52.2) reliant les nervures (50), sensiblement parallèles respectivement aux bords d’attaque et de fuite (48.1, 48.2), et en ce que la première attache structure (74) relie le premier système d’accrochage (68) et une partie avant de la surface inférieure (48.4) de l’aile (48).Aircraft according to claim 6 or 7, characterized in that the structure (46) is a structure of a wing (48) comprising a leading edge (48.1), a trailing edge (48.2), upper and lower surfaces (48.3, 48.4) connecting the leading and trailing edges (48.1, 48.2), ribs (50) positioned in vertical planes, approximately parallel to the motor axis (A54), connecting the upper and lower surfaces (48.3 , 48.4) as well as front and rear spars (52.1, 52.2) connecting the ribs (50), substantially parallel respectively to the leading and trailing edges (48.1, 48.2), and in that the first structural attachment (74) connects the first attachment system (68) and a front part of the lower surface (48.4) of the wing (48). Aéronef selon l’une des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que la première attache structure (74) comprend des premier, deuxième et troisième points de fixation (74.1, 74.2, 74.3) positionnés à 9h, 12h et 3h sur la structure (46), les premier et troisième points de fixation (74.1, 74.3) positionnés à 3h et 9h étant configurés pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur (A54) et selon une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54), le deuxième point de fixation (74.2) positionné à 12h étant configuré pour assurer une reprise des efforts orientés parallèlement à l’axe moteur (A54) et selon une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54).Aircraft according to one of claims 5 to 9, characterized in that the first structure attachment (74) comprises first, second and third attachment points (74.1, 74.2, 74.3) positioned at 9 o'clock, 12 o'clock and 3 o'clock on the structure ( 46), the first and third fixing points (74.1, 74.3) positioned at 3 o'clock and 9 o'clock being configured to ensure a recovery of forces oriented parallel to the motor axis (A54) and in a vertical direction perpendicular to the motor axis (A54), the second fixing point (74.2) positioned at 12 o'clock being configured to ensure a recovery of forces oriented parallel to the motor axis (A54) and in a horizontal direction perpendicular to the motor axis (A54). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la première attache structure (74) comprend, pour au moins un des premier, deuxième et troisième points de fixation (74.1, 74.2, 74.3), une articulation présentant un axe de pivotement (76) approximativement parallèle à une direction horizontale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54) pour le premier ou troisième point de fixation (74.1, 74.3) ou approximativement parallèle à une direction verticale et perpendiculaire à l’axe moteur (A54) pour le deuxième point de fixation (74.2).Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the first structural attachment (74) comprises, for at least one of the first, second and third attachment points (74.1, 74.2, 74.3), an articulation having a pivot axis (76) approximately parallel to a horizontal direction and perpendicular to the motor axis (A54) for the first or third fixing point (74.1, 74.3) or approximately parallel to a vertical direction and perpendicular to the motor axis (A54) for the second point fixing (74.2).
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3222017A (en) * 1964-03-30 1965-12-07 Gen Electric Engine mounting
US4044973A (en) * 1975-12-29 1977-08-30 The Boeing Company Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine
US5746391A (en) * 1995-04-13 1998-05-05 Rolls-Royce Plc Mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
US20180155041A1 (en) * 2016-12-02 2018-06-07 Safran Aircraft Engines Turbine engine suspension device
US20180170563A1 (en) * 2016-12-20 2018-06-21 Airbus Operations Sas Rear portion of an aircraft comprising a fuselage frame supporting two partly buried engines

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3222017A (en) * 1964-03-30 1965-12-07 Gen Electric Engine mounting
US4044973A (en) * 1975-12-29 1977-08-30 The Boeing Company Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine
US5746391A (en) * 1995-04-13 1998-05-05 Rolls-Royce Plc Mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
US20180155041A1 (en) * 2016-12-02 2018-06-07 Safran Aircraft Engines Turbine engine suspension device
US20180170563A1 (en) * 2016-12-20 2018-06-21 Airbus Operations Sas Rear portion of an aircraft comprising a fuselage frame supporting two partly buried engines

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