10 15 20 25 30 35 - 1 - Perfectionnements aux engins munis de plans de commande de la trajectoire en vol La présente invention concerne les engins munis de moyens permettant de commander leur trajectoire en vol. On a déjà utilisé, pour commander le trajet en vol d'engins militaires, couramment dénommés "missiles", des ailes ou ailerons rigides sur l'engin. La maniabilité disponible augmente avec l'envergure de tels plans aéro-dynamiques. Mais l'utilisation de plans aérodynamiques fixes et rigides soulève des difficultés de conditionnement des engins dans leur conteneur de tir, car il faut faire un compromis entre les avantages d'une grande envergure et la nécessité d'un conditionnement compact. On a tenté de surmonter la difficulté en utilisant des ailerons rétrac- tables et rigides. Ces ailerons sont rétractés dans la coque de l'engin ou contre cette coque lorsque l'engin est stocké dans son conteneur et se déploient après le tir de l'engin. Les ailerons rigides rétractables ont l'inconvénient d'avoir une taille limitée à celle de la coque de l'engin contre laquelle ou dans laquelle ils doivent se trouver avant le tir. De plus, les ailerons occupent une proportion appréciable d'espace utile à l'intérieur de l'engin lorsqu'ils sont disposés dans la coque. La présente invention vise notamment à fournir un engin répondant mieux que ceux antérieurement connus aux exigences de la pratique, notamment en écartant les inconvénients mentionnés ci-dessus. Dans ce but, l'invention propose notamment un engin muni d'au moins un plan aérodynamique rétractable qui, lorsqu'il est rétracté, occupe un volume dont l'encombrement surfacique est plus faible que celui occupé après déploiement. Le plan ou chaque plan est avantageusement constitué par un châssis ou structure en bras assemblés, verrouillablesen position, châssis couvert par un matériau flexible. Le châssis est avantageusement pliable dans une - 2 - zone restreinte adjacente à la coque de l'engin, lorsque le plan est à l'état rétracté, et susceptible de s'ouvrir pour constituer une structure étalée à l'état déployé, cette structure devenant rigide par verrouillage de joints entre bras. Le matériau flexible est alors maintenu en tension sur la structure rigide. Chaque plan aérodynamique peut aussi bien être constitué par une surface composée de plusieurs sous-sections rigides empilées à l'état rétracté et susceptibles de s'ouvrir en éventail ou en accordéon lors du déploiement, pour constituer la voilure. L'engin est avantageusement placé dans un conteneur d'éjection et comporte des moyens pour contrôler le lâcher de l'engin hors du conteneur, prévus pour 15 déployer les plans lors du lâcher. L'engin peut être un missile air-sol et notamment un missile anti-chars tiré d'avion. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réali- 20 sation donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins schématiques qui l'accompagnent, dans lesquels : - la figure 1 montre un engin air-sol anti-chars dans son conteneur, avant le tir, représenté en coupe 25 longitudinale ; - la figure 2 est une vue en plan de l'engin de la figure 1 après le tir ; - la figure 3 est une coupe du corps de l'engin suivant le plan A-A' de la figure 2 ; 30 - la figure 4 montre quelques détails de la constitution de l'engin de la figure 1. L'engin anti-chars air-sol montré en figure 1 avant le tir est logé dans un conteneur 12 ayant un tube 14 et un mécanisme de tir 16. L'engin 10 comporte une 35 coque externe 18 munie de deux poches 20 et 22 diamétrale-ment opposées. Lorsque l'engin 10 est tiré du conteneur 12 par suite d'une commande provenant du mécanisme de tir 10 - 3 - 16, il est projeté par l'extrémité 24 du conteneur. Lorsque l'engin s'est dégagé du tube 14, les poches 20 et 22 s'ouvrent et les ailes 26 et 28 (figure 2) se déploient automatiquement.j-L'aile 26 comprend un châssis en bras métalliques rigides 30, 31, 32 et 34 articulés par des charnières verrouillables aux points 36, 40 et 41 et reliés par un mécanisme coulissant (non représenté) au point 43. Ce mécanisme permet à l'extrémité du bras 32 de coulisser le long du bras 34. Le châssis maintient tendu un panneau en "NYLON" 42 fixé d'un côté à la coque de l'engin 18. La coque comporte deux rainures 44 et 46, respectivement entre les points C et B et entre les points C' et B'. Ces rainures sont mieux visibles sur la coupe schématique de la figure 3. L'extrémité 38 du bras 31 est retenue dans la rainure 44 et peut y coulisser. Ainsi, lorsque l'aile 26 est rétractée, l'extrémité 38 se trouve au point B et le bras 31 se loge dans la rainure 44, le mécanisme de coulissement se trouvant aussi au point B. Les bras 30, 32 et 34 reposent.alors à plat contre la coque 18, à l'état rétracté montré en figure 4 qui montre de façon schématique des détails de la disposition des bras 30, 31, 32 et 34 à l'état rétracté. Lorsque l'engin est tiré à partir du conteneur, l'extrémité 38 coulisse automatiquement du point B au point C dans la rainure 44 tandis que l'extrémité du bras 32 coulisse simultanément le long du bras 34 pour venir au point 43 (figure 2) et déployer l'aile 26. Dès que l'extrémité 38 atteint le point C, elle se verrouille dans cette position. L'extrémité du bras 32 se verrouille en même temps en position, à l'extrémité du bras 34. Il se constitue ainsi une aile rigide dont la surface est deux à trois fois celle que l'on peut réaliser dans un engin comparable suivant l'art antérieur à ailes rigides rétractables.._ On dispose donc de plus de portance que dans un engin comparable suivant l'art antérieur. L'aile 28 se déploie de la même façon que l'aile 26. En même temps que les ailes 26 et 28 s'ouvrent, - 4 - un faisceau de quatre ailerons rigides (dont trois sont visibles en 48, 50 et 52 sur la figure 2), rétractés dans la coque 18 avant le lancement, se déploient simultanément. Ces ailerons sont manoeuvrables de façon à fournir une commande d'orientation au cours du vol. L'invention ne se limite pas au mode particulier de réalisation décrit ci-dessus. Par exemple, chaque aile peut être constituée de sous-sections rigides qui, à l'état rétracté, constituent un empilement de niveau avec la coque du missile et qui, lorsqu'elles sont déployées, s'ouvrent en éventail et se verrouillent en position pour constituer une structure rigide. L'aile peut également être prévue pour se replier en accordéon à l'état rétracté puis s'ouvrir et se verrouiller en position lors du déploie- ment. On peut utiliser un nombre de plans aérodynamiques différent de deux. En particulier, on peut utiliser par exemple quatre ailerons à 90° les uns des autres autour de l'axe de la coque. Les plans aérodynamiques peuvent avoir une forme quelconque autre que la forme trapézoïdale montrée en figure 2. En particulier, on peut utiliser une forme triangulaire ou une combinaison de plans aérodynamiques ayant des formes différentes sur le même engin. Il va sans dire que la portée du présent brevet s'étend à de telles variantes, ainsi plus généralement qu'à toutes autres restant dans le cadre des équivalences. FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to machines equipped with means for controlling their trajectory in flight. It has already been used to control the flight of military devices, commonly referred to as "missiles" rigid wings or fins on the craft. The available maneuverability increases with the scale of such aerodynamic plans. But the use of fixed and rigid aerodynamic planes raises difficulties of conditioning of the machines in their shooting container, because it is necessary to make a compromise between the advantages of a large scale and the necessity of a compact packing. Attempts have been made to overcome the difficulty by using retractable and rigid fins. These fins are retracted into the hull of the craft or against this hull when the craft is stored in its container and deploy after firing the craft. Rigid retractable fins have the disadvantage of having a size limited to that of the hull of the craft against which or in which they must be before shooting. In addition, the fins occupy a significant proportion of useful space inside the craft when they are arranged in the hull. The present invention aims in particular to provide a machine better than those previously known to the requirements of practice, including by eliminating the disadvantages mentioned above. For this purpose, the invention notably proposes a machine provided with at least one retractable aerodynamic plane which, when it is retracted, occupies a volume whose surface area is smaller than that occupied after deployment. The plane or each plane is advantageously constituted by a frame or structure in assembled arms, lockable in position, frame covered by a flexible material. The frame is advantageously foldable in a restricted area adjacent to the hull of the machine, when the plane is in the retracted state, and capable of opening to constitute a spread structure in the deployed state, this structure becoming rigid by locking joints between arms. The flexible material is then held in tension on the rigid structure. Each aerodynamic plane may also be constituted by a surface composed of several rigid subsections stacked in the retracted state and likely to open fan or accordion during deployment to form the wing. The machine is advantageously placed in an ejection container and comprises means for controlling the release of the machine out of the container, designed to deploy the plans during the release. The craft may be an air-to-ground missile including an anti-tank missile fired from aircraft. The invention will be better understood on reading the following description of a particular embodiment given by way of non-limiting example. The description refers to the accompanying schematic drawings in which: FIG. 1 shows an anti-tank air-to-ground craft in its container, before firing, shown in longitudinal section; FIG. 2 is a plan view of the machine of FIG. 1 after firing; - Figure 3 is a section of the body of the machine along the plane A-A 'of Figure 2; FIG. 4 shows some details of the constitution of the machine of FIG. 1. The air-ground anti-tank machine shown in FIG. 1 before firing is housed in a container 12 having a tube 14 and a mechanism 16. The apparatus 10 has an outer shell 18 provided with two diametrically opposed pockets 20 and 22. When the machine 10 is pulled from the container 12 as a result of a command from the firing mechanism 10 - 3 - 16, it is projected by the end 24 of the container. When the machine has cleared the tube 14, the pockets 20 and 22 open and the wings 26 and 28 (Figure 2) automatically deploy.J-L'aile 26 comprises a frame of rigid metal arms 30, 31 , 32 and 34 hinged by hinges lockable at points 36, 40 and 41 and connected by a sliding mechanism (not shown) at point 43. This mechanism allows the end of the arm 32 to slide along the arm 34. The frame maintains a stretched "NYLON" panel 42 fixed on one side to the hull of the machine 18. The hull has two grooves 44 and 46 respectively between the points C and B and between the points C 'and B'. These grooves are better visible on the schematic section of Figure 3. The end 38 of the arm 31 is retained in the groove 44 and can slide there. Thus, when the wing 26 is retracted, the end 38 is at the point B and the arm 31 is housed in the groove 44, the sliding mechanism is also at point B. The arms 30, 32 and 34 rest. then flat against the shell 18, in the retracted state shown in Figure 4 which shows schematically details of the arrangement of the arms 30, 31, 32 and 34 in the retracted state. When the machine is pulled from the container, the end 38 slides automatically from point B to point C in groove 44 while the end of arm 32 slides simultaneously along arm 34 to point 43 (FIG. ) and deploy the wing 26. As soon as the end 38 reaches the point C, it locks in this position. The end of the arm 32 is locked at the same time in position, at the end of the arm 34. It thus constitutes a rigid wing whose surface is two to three times that which can be achieved in a comparable machine according to the The prior art has retractable rigid wings. Thus, more lift is available than in a comparable machine according to the prior art. The wing 28 unfolds in the same way as the wing 26. At the same time as the wings 26 and 28 open, - 4 - a bundle of four rigid fins (three of which are visible at 48, 50 and 52 on Figure 2), retracted into the shell 18 before launch, unfold simultaneously. These fins are maneuverable to provide orientation control during the flight. The invention is not limited to the particular embodiment described above. For example, each wing may consist of rigid sub-sections which, in the retracted state, constitute a level stack with the missile shell and which, when deployed, fan open and lock in position to form a rigid structure. The wing can also be provided to fold in accordion in the retracted state and then open and lock in position during deployment. A number of aerodynamic planes different from two can be used. In particular, for example four fins can be used at 90 ° from each other around the axis of the hull. The aerodynamic planes may have any shape other than the trapezoidal shape shown in FIG. 2. In particular, it is possible to use a triangular shape or a combination of aerodynamic planes having different shapes on the same vehicle. It goes without saying that the scope of this patent extends to such variants, and more generally than to any other remaining within the scope of equivalences.