TITRE : Tuyère d’éjection d’air pour nacelle, traitée acoustiquement

La présente invention concerne une tuyère d'éjection d'air pour nacelle de turboréacteur, elle concerne également une nacelle de turboréacteur équipée d'une telle tuyère.

Un aéronef est propulsé par un ou plusieurs ensembles propulsifs comprenant chacun un turboréacteur à double flux logé dans une nacelle tubulaire. Chaque ensemble propulsif est rattaché à l'aéronef par un mât situé généralement sous une aile ou au niveau du fuselage.

Une telle nacelle présente généralement une structure comprenant une section amont d'entrée d'air en amont du moteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval pouvant abriter des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et se termine par une tuyère d'éjection d'air de la nacelle.

Le turboréacteur à double flux logé dans une telle nacelle est apte à générer un flux d'air chaud (appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et, par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation, un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un canal annulaire, également appelé veine d'air, formé entre un carénage externe et un carénage interne. Les deux flux d'air sont éjectés hors du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.

Le carénage externe du flux secondaire est formé par un ensemble d'éléments structurels comprenant, entre autres, de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement du flux d'air, le carénage d'une entrée d'air, le carénage d'un carter de soufflante et le carénage d'une tuyère d'éjection.

Cet ensemble d'éléments est situé au voisinage du turboréacteur générant dans ces éléments structurels une transmission du bruit acoustique provenant du turboréacteur vers l'extérieur de l'aéronef.

Pour limiter la propagation de ce bruit acoustique, il est connu de l'art antérieur d'équiper le carénage interne de l'entrée d'air de la nacelle, le carénage interne de la soufflante ou encore le carénage d'une tuyère d'éjection de panneaux acoustiques, ceci pour atténuer la transmission du bruit généré par le turboréacteur.

Typiquement, les panneaux acoustiques comportent une peau acoustique perforée et une âme formée d'un ensemble de cellules alvéolaires en nid d'abeille qui est assemblée sur la peau acoustique. La peau perforée est tournée vers la zone d'émission de bruit, de sorte que les ondes acoustiques peuvent pénétrer par les ouvertures de la peau perforée à l'intérieur des cellules acoustiques. L'énergie acoustique est dissipée par effet visco-thermique dans les cellules acoustiques.

Il est également connu de rechercher l'atténuation du bruit acoustique dans d'autres éléments structurels formant le canal annulaire et à proximité de la soufflante du turboréacteur, comme par exemple, ceux formant les moyens d'inversion de poussée lorsqu'une nacelle est équipée de tels moyens d'inversion de poussée, pour répondre aux exigences règlementaires de plus en plus fortes et aux attentes des riverains des zones aéroportuaires.

A cet effet, l'invention a pour objet une tuyère d'éjection d'air de nacelle pouvant être traversée par un flux d'air, la tuyère comprenant une ligne aérodynamique externe et une ligne aérodynamique interne exposée audit flux d'air, la ligne aérodynamique externe et la ligne aérodynamique interne se rejoignant en un bord de fuite, la ligne aérodynamique externe et/ou la ligne aérodynamique interne comportant en des positions discrètes au moins une zone de plus forte épaisseur compensée par un carénage assurant un raccordement des lignes interne et externe pour former, en ces positions discrètes, le bord de fuite, ledit carénage comportant une paroi externe et une paroi interne délimitant entre elles une cavité, la paroi interne assurant la continuité de la ligne aérodynamique interne.

Selon l'invention, la paroi externe est pleine et la paroi interne est percée de sorte que ledit carénage forme une structure d'atténuation acoustique.

Un tel carénage est aussi appelé « beavertail » ou « rear beam fairing » en termes anglo-saxon pour désigner sa forme en queue de castor.

De façon connue, un tel carénage permet de faciliter un écoulement du flux d'air au voisinage des structures porteuses du turboréacteur, telles que des poutres porteuses du turboréacteur.

Plus particulièrement, une nacelle comprend une structure interne fixe destinée à recevoir un turboréacteur d'aéronef, une structure externe, définissant avec ladite structure interne fixe un canal de circulation d'un flux d'air et, en des positions discrètes, un ensemble de poutres porteuses de la structure interne fixe. En ces positions, entre autres les poutres entraînent une augmentation de l'épaisseur du bord de fuite réduisant alors les performances aérodynamiques de la nacelle. Pour palier cela, il est prévu de compenser, en ces positions, cette augmentation de l'épaisseur du bord de fuite par l'ajout d'un tel carénage s'étendant vers l'aval pour raccorder la ligne aérodynamique externe et interne en un bord de fuite le plus fin possible et donc plus optimal aérodynamiquement. Ainsi, un tel carénage a pour fonction d'assurer le raccordement aérodynamique des lignes aérodynamiques interne et externe en un bord de fuite le plus fin possible.

L'invention prévoit d'utiliser la structure de ce carénage pour former une structure d'atténuation acoustique à l'aide de la paroi externe est pleine et la paroi interne est percée selon l'invention.

Ainsi, l'invention prévoit de modifier structurellement ce carénage, il lui est avantageusement adjoint une fonction acoustique, outre sa fonction aérodynamique. Par ailleurs, l'invention trouve une application particulière aux turboréacteurs double flux à grand taux de dilution générant un débit de flux d'air froid au moins neuf fois supérieur au débit de flux d'air chaud, préférentiellement le taux de dilution est compris entre 9 et 11, encore plus préférentiellement le taux de dilution est compris entre 15 et 20. En effet, une nacelle associée à un tel turboréacteur présente un canal annulaire de flux froid de grande taille adaptée à un tel débit. Une des conséquences directes est donc un accroissement de la taille de la nacelle et donc une augmentation de la surface mouillée du canal annulaire. Ceci résulte en un diamètre total plus important de la nacelle devant être traitée acoustiquement.

Ainsi, dans le cas d'application à des nacelles à turboréacteur double flux à grand taux de dilution, la conséquence de l'augmentation du diamètre de la nacelle a pour conséquence une augmentation de la taille de ce carénage. Ainsi, la surface mouillée de ce carénage proportionnellement à la surface mouillée du canal annulaire est plus importante, environ 1%. Le traitement acoustique de ce carénage augmente alors l'efficacité de traitement de l'atténuation acoustique de la nacelle dans son ensemble. On distinguera la tuyère d'éjection d'air de la nacelle d'une tuyère d'éjection d'air du turboréacteur. En particulier, la tuyère d'éjection d'air de la nacelle canalise un flux d'air froid, dit secondaire, alors que la tuyère d'éjection d'air du turboréacteur canalise un flux d'air chaud, dit flux d'air primaire.

Selon d'autres caractéristiques de l'invention pouvant être prises seules ou en combinaison l'une de l'autre :

- le carénage peut comporter des raidisseurs s'étendant depuis la paroi interne vers la paroi externe, les raidisseurs délimitant entre eux des cellules acoustiques ;

- les raidisseurs peuvent être distants de la paroi externe d'une distance prédéterminée, préférentiellement inférieure ou égale à 3 mm ;

- ladite cavité peut comprendre une âme rapportée comportant une pluralité de cellules acoustiques, préférentiellement alvéolaires ;

- ledit carénage peut être positionné au niveau d'une position supérieure de la nacelle dite à « 12 heures » ; - ledit carénage peut être positionné au niveau d'une position inférieure de la nacelle dite à « 6 heures » ;

- ledit carénage peut être positionné au niveau d'une position latérale de la nacelle dite à « 3 heures » ;

- ledit carénage peut être positionné au niveau d'une position latérale de la nacelle dite à « 9 heures » ;

- la tuyère peut comprendre deux carénages tels que décrits précédemment disposés sur la tuyère d'éjection d'air à l'opposé l'un de l'autre.

La disposition opposée des deux carénages s'entend par rapport à un axe principal longitudinal de la nacelle. A titre d'exemple, ces deux carénages peuvent être disposés à l'opposé l'un à l'autre par rapport à l'axe principal longitudinal de la nacelle en des positions dite à « 6 heures » et à « 12 heures » ou bien en des positions dites à « 3 heures » et à « 9 heures ».

Selon un autre aspect, l'invention concerne également une nacelle comprenant : une structure interne fixe destinée à recevoir un turboréacteur d'aéronef, une structure externe, définissant avec ladite structure interne fixe, un canal annulaire de circulation d'un flux d'air, et un ensemble de poutres porteuses de la structure interne fixe, remarquable en ce que la structure externe comprend une tuyère d'éjection d'air telle que définie précédemment.

Selon un mode de réalisation de la nacelle de l'invention, le carénage peut être prévu pour entourer au moins en partie une poutre.

Selon un mode de réalisation de la nacelle selon l'invention, la nacelle peut comprendre un inverseur de poussée comportant un capot mobile attaché à la tuyère d'éjection d'air ou formant la tuyère d'éjection d'air.

Selon une variante de réalisation de la nacelle selon l'invention, la nacelle peut être dépourvue de moyens d'inversion de poussée.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description nullement limitative qui suit et des figures annexées qui illustrent de manière schématique plusieurs modes de réalisation de la tuyère d'éjection d'air de la nacelle et de la nacelle selon l'invention.

La figure 1 représente une vue schématique en perspective d'une nacelle connue de l'état de la technique.

La figure 2 représente une vue schématique en coupe longitudinale de la nacelle illustrée à la figure 1. La figure 3 est une vue de côté d'une section aval de la nacelle équipée de carénages permettant d'affiner le bord de fuite de sa tuyère.

La figure 4 illustre une vue en perspective de l'avant d'un demi-côté de la section aval de la nacelle.

La figure 5 illustre une vue en perspective de l'arrière d'un demi-côté d'une autre section aval d'une nacelle.

La figure 6 illustre une vue de dessous d'une ligne aérodynamique externe d'une tuyère d'éjection d'air équipée d'un carénage prévu en position « 6 heures » de la nacelle pour raccorder la ligne aérodynamique externe et interne en un bord de fuite fin en cette position.

La figure 7 illustre une vue en perspective d'une partie fixe du carénage de la figure 6. La figure 8 illustre une vue en perspective d'une partie mobile du carénage de la figure 6.

La figure 9 illustre une vue de dessus de la partie fixe du carénage représentée à la figure 8 traitée acoustiquement.

La figure 10 illustre une vue schématique en coupe d'une portion de la partie mobile du carénage représentée à la figure 8 traitée acoustiquement.

Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.

Les expressions « amont » et « avant » seront utilisées indifféremment l'une de l'autre pour désigner l'amont de l'inverseur de poussée et les expressions « aval » et « arrière » seront utilisées indifféremment l'une de l'autre pour désigner l'aval de l'inverseur de poussée.

Les expressions « amont » et « aval » se réfèrent au sens de l'écoulement d'air entrant et sortant d'une nacelle, notamment en position de jet direct lorsqu'elle est équipée de moyens d'inversion de poussée.

Les expressions « interne » et « externe » s'entendent d'une position radiale respectivement intérieure ou extérieure l'une à l'autre par rapport à un axe longitudinal O de la nacelle.

Aux figures 1 et 2, on a représenté une nacelle 1 d'un aéronef s'étendant selon un axe longitudinal O et comprenant de manière connue en soi, une section amont 2 d'entrée d'air, une section médiane 3 destinée à entourer la soufflante (non visible), et une section aval 4 destinée à entourer un compartiment moteur abritant un turboréacteur 5 à double flux et pouvant comporter des moyens d'inversion de poussée. La section aval 4 comprend également une tuyère d'éjection d'air 6 de la nacelle 1 terminant la section aval 4 par un bord de fuite 60 de la nacelle 1. La section aval 4 de la nacelle 1 comprend une structure externe 7 , comprenant une structure fixe dite OFS (Outer Fixed Structure) et une structure mobile dite Translating Cowl, qui définit un canal annulaire 8 d'écoulement avec une structure interne 9 concentrique, dite IFS (Internal Fixed Structure), entourant une partie aval du turboréacteur 5 en arrière de la soufflante. Un ensemble de poutre (décrit ultérieurement) assure la tenue de la structure interne 9 par rapport à la structure externe 7.

La tuyère d'éjection d'air 6 de la nacelle 1 est délimitée par une ligne aérodynamique externe 61 de la section aval 4 et une ligne aérodynamique interne 62 de la section aval 4 se rejoignant en un bord de fuite 60 de la nacelle 1.

Le turboréacteur 5 à double flux comporte un tuyère d'éjection d'air 11 du turboréacteur 5 dont la sortie est située en arrière. L'air prélevé par le turboréacteur 5 forme après combustion un flux d'air chaud éjecté par la tuyère d'éjection d'air 11 du turboréacteur 5.

A titre d'illustration, on notera que la structure externe 7 de la section aval 4 représentée peut être équipée de moyens d'inversion de poussée, en l'occurrence la section aval 4 comprend un capot mobile 40 formant la ligne aérodynamique externe 61 de la tuyère 6. Bien évidemment, l'invention ne se limite pas à une telle nacelle, il pourra également s'agir d'une nacelle non équipée de moyens d'inversion de poussée dite lisse, c'est-à-dire où la section amont, la section médiane et la section aval de la nacelle sont de continuité aérodynamique en étant fixes l'une par rapport à l'autre.

A la figure 3, on a représenté la section aval 4 de la nacelle 1 représentée aux figures 1 et 2 équipée de deux carénages 13, 14 permettant d'affiner le bord de fuite de sa tuyère d'éjection d'air 6.

Ces deux carénages 13, 14 sont disposés à une extrémité aval de la section aval 4, à l'opposé l'un de l'autre. Plus particulièrement, un premier carénage 13 est disposé à une position supérieure, dite position à « 12heures », et un deuxième carénage 14 est positionné à une position inférieure, dite à « 6 heures ».

Ce premier carénage 13 et ce deuxième carénage 14 sont communément appelé « beavertail » ou « rear beam fairing » en raison de leur forme en queue de castor nécessaire pour raccorder la ligne aérodynamique interne 62 et la ligne externe 61 de la tuyère d'éjection d'air 6 de la nacelle 1.

Tel qu'il sera décrit ci-après, de tels carénages 13, 14 permettent d'aménager le raccordement des lignes aérodynamiques interne 62 et externe 61 de la tuyère 6 de la nacelle 1 traversée par l'ensemble de poutres décrit ci-dessous en référence à la figure 4. A la figure 4, on a représenté la section aval 4 formée par une demi-coquille droite 4a de la section aval 4 qui constitue avec une deuxième demi-coquille (non représentée), obtenue par symétrie par rapport à un plan médian de la nacelle) la section aval 4 de la nacelle 1 apte à venir entourer la chambre de combustion du turboréacteur.

Les références AV et AR désignent respectivement les parties avant (amont) et arrière (aval) de la demi-coquille 4a, par rapport au sens du flux d'air destiné à circuler à l'intérieur de cette demi-coquille 4a.

En l'occurrence, cette demi-coquille 4a comporte une demi-structure interne 9a, définissant un demi-compartiment de ventilation destiné à recevoir le turboréacteur. La structure interne 9 est obtenue par l'assemblage de deux demi-structures internes 9a (seule la demi-structure 9a est visible, la demi-structure complémentaire étant positionnée symétriquement à la demi-structure 9a par rapport au plan médian de la nacelle).

Cette demi-coquille 4a comporte également une demi-structure externe 7a définissant, avec une demi-structure interne 9a, un demi-canal annulaire 8a destinée à être parcourue par un flux d'air froid F circulant entre l'avant et l'arrière de la demi-coquille 4a et définissant, avec le demi-canal annulaire complémentaire obtenu par symétrie par rapport au plan médian de la nacelle, le canal annulaire 8 ou veine d'air.

La liaison du turboréacteur à l'aéronef est effectuée au moyen d'une structure de support comprenant deux demi-poutres longitudinales supérieures 15a (seule la demi- poutre 15a est visible sur la figure 4, la demi-poutre complémentaire étant positionnée symétriquement à la demi-poutre 15a par rapport au plan médian de la nacelle), classiquement appelées poutres « 12 heures » en raison de leur position au sommet de la nacelle ; et deux demi-poutres longitudinales inférieures 16a (seule la demi-poutre 16a est visible sur la figure 4, la demi-poutre complémentaire étant positionnée symétriquement à la demi-poutre 16a par rapport au plan médian de la nacelle), classiquement appelées poutres « 6 heures » en raison de leur position dans la partie inférieure de la nacelle.

Des demi-bifurcations 15b, 16b reliées aux demi-poutres 15a, 16a sont prévues pour traverser le canal annulaire 8 afin d'assurer la tenue mécanique de la demi-structure interne 9a.

Les demi-poutres supérieures « 12 heures » 15a et inférieures « 6 heures » 16a sont classiquement carénées au moyen de tôles de carénage, en l'occurrence par le premier carénage 13 et le deuxième carénage 14, représentés à la figure 3, destinées à venir au contact du flux d'air F traversant le canal annulaire 8 de la nacelle 1. Les demi-poutres « 12 heures » et « 6 heures » sont liées entre elles d'une part par l'intermédiaire des demi-bifurcations 15b, 16b traversant le canal annulaire 8 et reliées à la structure interne 9 entourant le turboréacteur 5 et, d'autre part, par une structure annulaire appelée cadre avant et formée généralement de deux demi-cadres avant 17a (seul le demi-cadre avant 17a est visible sur la figure 4, le demi-cadre avant complémentaire étant positionné symétriquement au demi-cadre avant 17a par rapport au plan médian de la nacelle) s'étendant chacun entre lesdites demi-poutres correspondantes de part et d'autre du plan médian de la nacelle. Ce cadre avant 17a est destiné à être fixé à la périphérie d'un bord aval d'un carter de la soufflante du moteur et ainsi contribuer à la reprise et transmission des efforts entre les différentes parties de la nacelle et du turboréacteur. En outre, dans le cas d'une nacelle équipée d'un dispositif d'inversion de poussée à grilles, le cadre avant peut servir également à supporter les grilles de l'inverseur de poussée.

Classiquement, un inverseur de poussée à grilles comprend deux demi-capots (formant le capot mobile 40 visible à la figure 1) montés chacun coulissant sur les demi-poutres supérieures 15a et inférieures 16a. Les demi-poutres supérieures 15a et inférieures 16a sont à cet effet généralement équipées de rails de guidage primaire et secondaire permettant un mouvement de coulissement des demi-capots de l'inverseur de poussée à grilles, sur sa demi-poutre associée entre alternativement une position de l'inverseur de poussée en jet direct selon laquelle les demi-capots assurent la continuité aérodynamique de la nacelle et une position de l'inverseur de poussée en jet inversé selon laquelle les demi-capots sont déplacés vers l'aval de la nacelle.

Ainsi, l'ensemble de poutres supérieures 15a et inférieures 16a s'étend, en des positions discrètes Pl, P2 (ici localisées à « 12 heures » et « 6heures »), depuis la structure externe 7 de la nacelle 1 à travers au moins la ligne aérodynamique interne 62 de la tuyère 6 (représentée à la figure 2). En ces positions discrètes, la ligne aérodynamique externe 61 et/ou la ligne aérodynamique interne 62 de la tuyère 6 présente une zone de plus forte épaisseur imposée, entre autres, par ces demi-poutres 15a, 16a. On comprendra par l'expression « zone de plus forte épaisseur » que la distance entre la ligne aérodynamique externe 61 et la ligne aérodynamique interne 62 est généralement inférieure à leur distance l'une de l'autre dans cette dite zone. En d'autres termes, on comprendra que la ligne aérodynamique externe 61 et/ou la ligne aérodynamique interne 62 de la tuyère 6 présente sur sa circonférence généralement cylindrique une zone faisant saillie vers un axe principal de révolution de la tuyère. L'axe principal de révolution de la tuyère peut notamment être commun à l'axe longitudinal O de la nacelle. Cette forte épaisseur non optimale aérodynamiquement est compensée par le premier carénage 13 et le deuxième carénage 14 pour raccorder, en ces positions Pl, P2 la ligne aérodynamique externe 61 et interne 62 en un bord de fuite 60 fin.

Ainsi, on comprendra qu'au niveau des positions discrètes PI et P2, le premier carénage 13 et le deuxième carénage 14 s'étendent vers l'aval au-delà du bord de fuite 60 formé par le raccordement de la ligne aérodynamique externe 61 et interne 62 en dehors de ces positions discrètes Pl, P2.

A la figure 5, on a illustré une autre représentation de la section aval 4 également formée par une demi-coquille 4a' de la section aval 4 qui constitue avec une deuxième demi-coquille (non représentée), obtenue par symétrie par rapport à un plan médian de la nacelle) la section aval 4 de la nacelle 1 apte à venir entourer la chambre de combustion du turboréacteur.

De la même façon, les références AV et AR désignent respectivement les parties avant (amont) et arrière (aval) de la demi-coquille 4a' par rapport au sens du flux d'air destiné à circuler à l'intérieur de cette demi-coquille 4a'.

La demi-coquille 4a' comporte une demi-structure externe 7a' définissant, avec une demi-structure interne 9a' et un demi-canal annulaire 8a' destinée à être parcourue par un flux d'air froid F circulant entre l'avant et l'arrière de la demi-coquille 4a'.

Des demi-bifurcations 15b', 16b' reliées aux demi-poutres 15a', 16a' sont prévues pour traverser le demi-canal annulaire 8a' afin d'assurer la tenue mécanique de la demi- structure interne 9a'.

On a également représenté le premier carénage 13 et le deuxième carénage 14 qui s'étendent vers l'aval au-delà du bord de fuite 60 formé par le raccordement de la ligne aérodynamique externe 61 et interne 62 en dehors de ces positions discrètes Pl, P2. En ces positions discrètes Pl, P2, ce premier carénage 13 et le deuxième carénage 14 assurent le raccordement des lignes aérodynamiques externe 61 et interne 62 en un bord de fuite 60 le plus fin possible.

On comprendra que la référence 60 définit le bord de fuite de la section aval 4a' en dehors de ces positions discrètes Pl, P2 et en ces positions discrètes Pl, P2.

Tel qu'il est représenté, le premier carénage 13 permet d'envelopper une zone 130 formant un bosselage sur la ligne aérodynamique externe 61 prévu pour l'intégration d'éléments de raccordement de la nacelle. Afin d'assurer une fonction aérodynamique optimale en cette position PI à « 12 heures », le carénage 13 s'étend vers l'aval au-delà du bord de fuite 60 en dehors de ces positons, ceci pour former en cette position PI un bord de fuite le plus fin possible. A la figure 6, on a représenté le deuxième carénage 14, c'est-à-dire celui positionné à la position dite « 6 heures » qui s'étend au-delà du bord de fuite 60 raccordant les lignes aérodynamique externe 61 et interne 62 en dehors des positions discrètes Pl, P2.

Lorsque la nacelle 1 comprend un inverseur de poussée équipé d'un capot mobile 40, ce deuxième carénage 14 peut être au moins partiellement mobile par rapport à la structure externe 7.

Ainsi, dans l'exemple représenté, le deuxième carénage 14 comprend une partie fixe 140 et une partie mobile 141.

La partie fixe 140 du deuxième carénage 14 est reliée à un élément structurel de la nacelle, tel qu'une poutre représentée ici par un carénage de poutre 22.

La partie mobile 141 est solidaire de la structure externe 7 appartenant à la section aval 4 et donc solidaire du capot mobile 40.

La partie fixe 140 peut être formée par un carénage de forme rectangulaire tronconique tel que représenté à la figure 7.

Le carénage de forme rectangulaire tronconique formant la partie fixe 140 du deuxième carénage 14 comporte une paroi externe 140a et une paroi interne 140b opposées l'une à l'autre, respectivement prévues pour former au moins la ligne aérodynamique externe 61 et la ligne aérodynamique interne 62 de la tuyère 6. La paroi externe 140a et la paroi interne 140b de la partie fixe 140 du deuxième carénage 14 délimitent entre elles une cavité 140c close latéralement par deux parois latérales 140d, 140e.

La paroi externe 140a et les parois latérales 140d, 140e formant la cavité 140c sont dites pleines, c'est-à-dire qu'elles ne sont pas prévues pour la pénétration d'un flux d'air dans la cavité 14c.

Tel qu'illustré à la figure 9, l'invention prévoit de percer la paroi interne 140b de la partie fixe 140 du deuxième carénage 14 d'une pluralité de perçages 140' de sorte que la partie fixe du deuxième carénage 14 forme une structure d'atténuation acoustique où la cavité 140c a une fonction acoustique.

La surface ouverte formée par la pluralité de perçages 140' peut avantageusement représenter 5 à 12 % de la surface de la paroi interne 140b de la partie fixe 140 du deuxième carénage 14. Un telle pourcentage se désigne par l'acronyme anglais POA pour « Percentage of Open Area ».

Grâce à la configuration de cette partie fixe du carénage 14, il est possible de traiter acoustiquement une zone supplémentaire formant le canal annulaire 8 exposée au flux d'air, ceci sans nécessiter l'utilisation d'une âme acoustique dans la cavité 140c de la partie fixe 140 du deuxième carénage 14. La tuyère d'éjection d'air 6 de la nacelle 1 se trouve ainsi optimisée pour l'atténuation acoustique dans la partie du bord de fuite 40 exposée au flux d'air F traversant la nacelle 1.

Ladite paroi interne 140b percée de la partie fixe 140 du deuxième carénage 14 forme alors une peau perforée tournée vers la zone d'émission de bruit, de sorte que les ondes acoustiques peuvent pénétrer par les perçages 140' de la peau perforée à l'intérieur de la cavité résonante 140c. L'énergie acoustique est dissipée par effet visco-thermique dans la cavité résonante 140c. La cavité résonante 140c forme un résonateur de Helmholtz.

Les perçages 140' de la paroi interne percée 140b peuvent avantageusement être de diamètre compris entre 1 mm et 3mm.

Selon une variante de réalisation non représentée, le deuxième carénage peut comprendre une âme acoustique dans la cavité 140c, telle qu'une âme alvéolaire en nid d'abeille. L'âme est alors jointe à la paroi interne percée 140b depuis laquelle elle s'étend. Cette âme acoustique est avantageusement distante de la paroi externe 140a d'une distante prédéterminée inférieure ou égale à 3 mm.

Tel que représenté à la figure 6, la partie fixe 140 sépare deux sous-carénages (également référencées 141) de la partie mobile 141 du deuxième carénage 14.

A la figure 8, on a représenté un seul sous carénage 141 de la partie mobile du deuxième carénage 14 formé par l'assemblage d'une paroi interne 141b exposée au flux d'air F traversant le canal annulaire 8 de la nacelle 1 et d'une paroi externe 141a. La paroi externe 141a et la paroi interne 141b sont respectivement prévues pour former au moins la ligne aérodynamique externe 61 et la ligne aérodynamique interne 62 de la tuyère 6.

La paroi interne 141b est tenue mécaniquement par une pluralité raidisseurs 141d s'étendant depuis la paroi interne 141b. A l'état assemblé, la paroi interne 141b et la paroi externe 141a sont opposées l'une à l'autre et délimitent une cavité 141c (représentée à la figure 9).

La paroi externe 141a formant la cavité 141c est dite pleine, c'est-à-dire qu'elle n'est pas prévue pour la pénétration d'un flux d'air dans la cavité 141c.

Tel que représenté à la figure 9, il est prévu de percer une pluralité de perçages 141' dans la paroi interne 141b (partiellement représentée) de la partie mobile 141 du deuxième carénage 14, qui est exposée au flux d'air F traversant le canal annulaire 8 de la nacelle 1, ceci pour former une structure d'atténuation acoustique.

La surface ouverte formée par la pluralité de perçages 141' peut avantageusement représenter 5 à 12 % de la surface de la paroi interne 141b de la partie mobile du deuxième carénage 13. Ladite paroi interne 141b percée de la partie mobile 141 du deuxième carénage 14 forme alors une peau perforée tournée vers la zone d'émission de bruit, de sorte que les ondes acoustiques peuvent pénétrer par les perçages 141' de la peau perforée à l'intérieur de la cavité résonante 141c. L'énergie acoustique est dissipée par effet visco- thermique dans la cavité résonante 141c.

La hauteur des raidisseurs 141d peut être avantageusement augmentée de sorte qu'ils soient distants de la paroi externe 141a d'une distance d inférieure ou égale 3 mm.

Ainsi, cette hauteur des raidisseurs a pour effet le cloisonnement de la cavité par la formation des cellules acoustiques.

Par ailleurs, une distance inférieure ou égale à 3 mm permet de fermer acoustiquement chaque cellule acoustique ainsi formée.

La distance peut être nulle, toutefois, avantageusement, cette distance est non nulle afin de former un jeu permettant d'éviter toute contrainte de réglage à l'assemblage tout en assurant une fermeture acoustique des cellules acoustiques. On comprendra ainsi que les raidisseurs 141d forment avantageusement des cellules acoustiques.

Le premier carénage 13 en position dite « 12 heures » est lui entièrement mobile. Ainsi, il peut être avantageusement formé par l'assemblage de deux parois, tel que cela est décrit en référence au sous-carénage 141 de la partie mobile du deuxième carénage 14. Sa surface ouverte formée par une pluralité de perçages peut avantageusement représenter 5 à 12 % de la surface de la paroi interne de sa partie mobile.

Bien que l'invention ait été illustrée appliquée à une configuration dite "moteur sous voilure", elle est applicable à une configuration dite "moteur en latéral fuselage".

Bien évidemment, l'invention n'est pas limitée aux exemples qui viennent d'être décrits et de nombreux aménagements peuvent être apportés à ces exemples sans sortir du cadre de l'invention. Notamment, les différentes caractéristiques, formes, variantes et modes de réalisation de l'invention peuvent être associés les uns avec les autres selon diverses combinaisons dans la mesure où ils ne sont pas incompatibles ou exclusifs les uns des autres. En particulier, toutes les variantes et modes de réalisation décrits précédemment sont combinables entre eux.