The invention relates to an aircraft propulsion assembly comprising a turbofan engine (2) equipped with a nacelle (3), the turbojet comprising a structure defining a first part of the secondary flow path (54) for channelling the secondary flow, the nacelle comprising a structure defining a second part of the secondary flow path, the assembly being characterized in that the structure of the nacelle (3) defining the second part of the secondary flow path (54) is arranged such that the first part and the second part of the secondary flow path (54) are angularly offset around the longitudinal axis of the engine (2) when the engine (2) is shutdown.

    L'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur (2) à double flux équipé d'une nacelle (3), le turboréacteur comportant une structure définissant une première partie de la veine secondaire (54) destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une structure définissant une deuxième partie de la veine secondaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la structure de la nacelle (3) définissant la deuxième partie de la veine secondaire (54) est agencée de telle sorte que la première partie et la deuxième partie de la veine secondaire (54) sont décalées angulairement autour de l'axe longitudinal du moteur (2) lorsque le moteur (2) est à l'arrêt.


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    Titel :

    ENSEMBLE PROPULSIF D'AÉRONEF


    Weitere Titelangaben:

    AIRCRAFT PROPULSION ASSEMBLY


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    2016-01-07


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Französisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT



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