CA1314035C

CA1314035C - Avions et hydravions multifuselages a trois surfaces portantes

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Publication number: CA1314035C
Application number: CA 583823
Authority: CA
Inventors: Georges C.A. Armand
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1988-11-23
Filing date: 1988-11-23
Publication date: 1993-03-02
Anticipated expiration: 2010-03-02

Abstract

Les avions et hydravions multifuselages à trois surfaces portantes selon l'invention, comportent au moins deux fuselages espacés et rigidement reliés par un plan canard avant formant un empennage avant, encastré entre les pointes avant des fuselages, une aile centrale d'une surface portante principale comportant également deux ailes latérales externes formant un ensemble unique pourvu d'un grand developpement en surface et envergure, et au moins un empennage arrière comportant un plan fixe, monté sur au moins un fuselage, chacun des fuselages portant une dérive. Les empennages avant et arrière ont des formes différentes. Au moins un moteur est monté dans la pointe arrière d'un fuselage ou en porte-à-faux sur ce dernier, ou est fixé à l'aile centrale ou encore à une aile latérale. La coopération des fuselages et des trois surfaces portantes assure une répartition longitudinale et transversale des charges qui est homogène sur la structure de l'aéronef, dont elle permet l'allègement. L'invention trouve aussi une application à la construction d'avions et hydravions gros porteurs et à très long rayon d'action, qui s'ajoutent à la construction aéronautique d'usage habituel.

Description

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La presente invention se rapporte à des aéronefs multifuselages 3 plusieurs surfaces portantes, plus particulièrement du type avion et/ou hydravion, c'est-à-dire volant sans l'assistance de composants plus légers que l'air et dépourvu également de rotors de type hélicoptbres ou de rotors basculants en usage sur les aéronefs convertibles, et l'invention a plus particuli~rement pour ob]et de tels avions et/ou hydravions multifuselages à trois surface portantes.
On a déjà proposé de nombreuses réalisations d'avions et/ou hydravions équipés de propulseurs ou moteurs fixes, et comprenant au moins deux fuselages sensiblement parallèles et espacés les uns les autres, et reliés rigidement les uns aux autres par au moins deux surfaces portantes.
Par le brevet US 2 36B 288, on connait un avion comprenant deux fuselages courts et trois poutres longitudinales, dont l'une est entre les deux fuselages et chacune des deux autres respectivement d'un côté
latéralement à l'extérieur des deux fuselages, lesquels sont reliés l'un à l'autre ainsi gu'aux poutres par une voilure principale munie d'ailes externes, s'étendant latéralement à
l'extérieur des poutres externes, tandis que les trois poutres longitudinales, dont chacune porte, à son extrémité
avant, un moteur, sont rigidement reliées les unes aux autres, par leurs extrémités arrière, au moyen d'un unique plan fixe arrière, déporteur et muni de parties d'extrémités latérales s'étendant latéralement à l'extérieur des deux dérives portées par les parties d'extrémité arrière des deux poutres externes. Bien ~ue cet avion soit du type bi~uselage, il conserve un aspect classique du fait des deux surfaces "portantes" dont il est équipé, à savoir une voilure principale, en position médiane par rapport ~ la longueur des deux fuselages, et un plan fixe arrière, , .

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faisant fonction d'empennage arriere et encastré sur chacune des trois poutres longitudinales au niveau de la dérive qu'elle porte.

P~r la brevet US 3 884 432, on conna~t ~gale-ment un ~vlon blfusel~ge ~ deux surfaces "portante~", dvnt l'une est une ~lle princlp~le et centr~le , de forme rec-tanyulfllre , s'~tendant en pogition m~dlane centrRle entre le3 deux fu3el~ges, et 3uppor~nn~ la ou les mot~uro ou pro-pul3eurs de l'evlon , ~ndl~ que l~autre aurf~ce est cons-tltu~e de deux demi-empenn~ge3 ~rrl~re , monte ch~cun sur l'extr~mit~ ~rri~rc de l'un de~ deux fuael0gea , et ~'~tendunt.lat~rnlement vHra l'ext~rleur daa deux fu~els-ges, au nlveau de la dér!ve po'rtée p~r chacun d'eux , cette d~r~ve'e.tan~ cla.~lquement ~quIpee d'une gouverne de direc-llon, tcndls qua;ch~qua deml empenn~ge arrfère comporte un plan flxe senslblement'horlzontel équlpé d'une gouverne de profondeur . Eventuellement , un trolsl~me fusel~ge, plu8 court que les deux premler~, peut ~tre mont~ entre ces der-nlers et reli~ ~ chacun d'eux pur une demi~fllle cen~r~le et prlnclpole, supportQnt un moteur. Dans ce CQ8, le trolsl~me fuselage ne comporte nl d~rive nl empennage . Bien que ce~-te ~olutlon ~emble pr~enter de3 avunteges sur le plan ~-rodynemique et acoustlque , du fnlt de l'affet lunnel assure entre le~ ~uselages formant des cloisons laterale~
pour Ifl vollure prlnclpole , du falt du souffl~ge de cette aernlèr~ pflr le ou le~ moteurs , du falt de la posltion des empennages flrrl~re ~ I'ext~rleur des daux fusel~ges,et donc en dehors de l'effet de mesque de la vollure prlnclpflle, aux Incldences crltiquaq, elnsi que du f~it de 1~ llmltatlon de l'emi~slon sonore Iflt~rulement et vers l'~vant ,en raison ~de t~ pré~ence des deux fusel~ge6 lat~raux, un tel ~vlon n'~ ffllt l'obJet d'aucune exploJtatlon commerclale, proba-blement du f!alt de l'insuffisance de se~ performance~ rap-portees b l'augment~tlon de In tr~ln~e a~rodynamlque to~al~
et d~ la m~3e des structures impllquees.
Pnr Ic brevet US 4 16S 05~ on connn1t egnle~ent un avion blfu~el~g~ ~ aile bn t~ndem , comport~nt une alle flvsnt et b~sse !:de lorme rectflngul01re , s'etendant 1

2 -. f ~,,--."

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ralemerlt à l'extérieur des deux fuselages, et urle aile ar-ri~re ou plan fixe arrière , formant un unique empennage,de forrne en plan rectangulaire, s'étendant également latérale-ment à l'ext~rieur des deux fuselages , et encastré sur Ies extrémités supérieures de deux dérives dont chacune est portée pHr l'un des deux fuselages. La propulsion peut être sssurée par deux turbo-réacteurs montés chacun en porte-à-faux sur le flanc interne de l'un des fuselages, juste en arrière de l'aile principale avant , les deux mo-teurs pouvant également @tre chacun rnonté sur une des deux dérives , ou encore suspendu en nacelle sous le plan arri~-re fixe avec éventuellement un troisième moteur, en posi-tion centrale entre eux. Présentant sensiblement les mêmes avantages que la réalisation proposée dans le brevet US
précédemn~ent analys~, un tel avion n'a pas non plus été
realisé ni exploité , probablernent parcequ'il présente les mèmes inconvénients .
Par ailleurs, de nombreux projets d'avions de type canard ont été étudiés et réalisés récemrnent , et ont per-mis d'obtenir des améliorations très nettes des performan-ces , en particulier en ce qui concerne le raccourcissement des longueurs de décollage et atterrissage , I'augmentation de la chsrge, I'accroissement de 18 maniabilité et l'obtention d'une meilleure finesse , surtout en vol de croisière rapide à haute altitude . A titre d'exemple , on conna1t par le brevet US 2 944 764 un biréacteur bifusela-ge à aile delta et monodérive, dont chacun des deux fusela-ges porte un plan canard en saillie vers l'extérieur sur le flanc externe à proximité de sa pointe avant . Une telle architecture aérodynamique, spécifiquement adaptée aux avions supersoniques , n'a fait l'objet d'aucune extrapola-tion sous forme d'avion de ligne exploitable cornmerciale-rnent et économiquement .
On conna1t également de nombreuses propositions et reslisations d'avions monofuselages à deux ou trois surfa-~31~3~
ces portantes , éventuellement à con~iguration canard , se-lon une architecture aéronautique qui tend à se propager notamment par~i les avions militaires à réaction et les bi-turbopropulseurs d'affaires à hélices propulsives ,présen-tés ces dernières années . Sur de tels monofuselages bi-turbopropulseurs , à voilure fixe, à trois surfaces portantes dont un empennage canard avant , et dont un exem-ple est décrit dans la demande de brevet européen 0 084 686, les moteurs et hélices se montent sur le bord de uite d'une aile principale très en arrière , et qui peut éventuellement présenter une forte flèche positive, dans le but d'éliminer le bruit en cabine et d'assurer aux passa-gers un confort similaire à celui offert par les petits bi-réacteurs de l'aviation générale . Les deux hélices sont ainsi très resserrées autour d'une pointe arrière de fu-selage étroite, et procurent un effet d'aspiration intense et large sur l'aile principale, ce qui améliore le rende-ment aérodynamique et reduit le couple de lacet en cai de panne d'un moteur . A l'avant , le plan canard , éventuel-lement équipé de dispositifs complexes de volet de courbure , et en position basse par rapport à l'aile prin-cipale haute et à l'empennage arrière encastré sur l'extrémité supérieure de la dérive, équilibre l'avion au-tour de l'axe de tanguage . Bien que la cabine soit d'une longueur relativement grande , comparée à l'envergure de l'aile principale, le plan canard induit sur l'aile princi-pale un effet hypersustentateur qui s'ajoute à l'effet d'aspiration des hélices sur cette aile et améliore les performances non seulement au décollage mais aussi dans toutes les conditions de vol . Cependant , pour l'ensemble de ces avions militaires et/ou civils,des problèmes de sta-bilité en pro~ondeur et en lacet ne semblent pas complète-ment résolus, et le pilotage de ces avions reste souvent délicat , la plupart d'entre eux ayant recours au concept ~3~3~
de con~rôle automatique y~néralisé ,avec cornrnandes de vol électriques,permettant d'assurer une stabilité artificielle pour éliminer ces défauts. Toutefois , en cas de panne de l'un des nombreux composants électroniques d'un tel système de commandes de vol , ces défauts risquent de réappara1tre brutslement.
ll a également été proposé par le brevet fran~ais 2.473 466 d'equiper d'une troisième surface portante un avion monofuselage à voilure fixe , du type à surfaces por~
tantes placees en tandem ,comprenant des ailes principnles ue préférence monoplsnes fixées en un point intermédiaire du fuselsge , et un empennage horizontal à au moins un plan stabilissteur fixe et monté à l'arrière du fuselage , la troisième surface portante étant disposée en tandem avec les deux autres surfaces portantes et constituée par un em-pennage canard situé en avant du centre de grsvité de l'svion, I'empennage canard se composant, de chaque côté ou fuselage , d'un plan fixe cansrd, éventuellernent à position angulaire sélectivement réglable , et d'une gouverne mobile de bord de fuite , tsndis que le plan stabilissteur fixe de l'empennsge arrière, également muni d'une gouverne de pro-fondeur , est éventuellement également à position angulaire sélectivement variable , chaque aile principale étant équi-pée , de manière connue en soi , d'au moins un volet hyper-sustentateur et/ou d'un bec de bord d'attaque, de sorte que les gouvernes de bord de fuite de l'empennage canard puis-sent être asservies à la position du 4U des volets hypersus-tentateurs et/ou à la position du ou des becs de bord d'attaque , ainsi qu'à l'angle d'incidence de l'svion, à ss vitesse , à 18 position angulaire du plan stabilisateur de I'empennsge arrière , et de sorte que le braqusge de ces youvernes soit conjugué automatiquement aux déplscements des volets hypersustentateurs et/ou becs de bor~ d'attaque, et , enfin, que les positions relatives du plan fixe de I'empennage canard et du plsn fixe de l'empennage arrière ~3~3~

puissent être sélec-tivement modifiées. Bien qu'une kelle configuration canard procure les avantages incon-testables, mentionnés ci-dessus, elle demeure toutefois affectée d'inconvénients propres qui sont un bras de levier trop court pour l'empennage canard, et ses volets ou gouvernes de profondeur, et parfois une mauvaise interaction entre le sillage des extrémités de l'empennage canard et l'aile principale.
Pour ces raisons, d'autres formuleæ d'avions mono-lo fuselages à deux ou trois surfaces portantes ont étéproposées, notamment par le brevet US 4 390 150. Ce brevet propose des avions monofuselages à ailes en tandem, comportant deux ailes de surface similaire, dont une aile haute, à dièdre négati~, fixée à proximité de la pointe avant du fuselage, auquel elle est reliée par deux étais et sous laquelle sont suspendus deux moteurs en nacelles, sous l'intrados et en avant du bord d'attaque, tandis que l'autre aile est une aile arrière, à dièdre positif, à flèche positive comme l'aile avant, mais encastrée sur l'extrémité
supérieure des deux parties d'une dérive en V et en contre~lèches, et sous laquelle deux moteurs sont montés en porte-à-faux chacun sur l'un des deux flancs latéraux de la pointe arrière du fuselage. Dans une seconde realisation de ce brevet, l'aile avant et l'aile arrière, toutes deux à
flèche positive, sont en ~orme d'ailes de mouette, l'aile avant se raccordant en position basse sur le fuselage.
Enfin, dans une troisième variante, l'aile avant est une aile basse, à dièdre fàiblement positif et à flèche positive, tandis que l'aile arrière comporte un plan fixe central rectangulaire et transversal, s'étendant entre les deux parties de la dérive en V et se prolongeant latéra-lement et vers l'extérieur par deux parties d'extrémit~ à
flèche positive et à dièdre légèrement positif. De tels avions, étudiés comme projets d'avions cargos géants, ne semblent pas avoir été réalisés à ce jour.

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on connaît egalement, par les brevets francais no.
2 519 934 et 2 521 521, des avions monofuselages et bi-poutres à plusieurs surfaces portantes encastrées sur l~s deux poutres latérales et sur le fuselage erltre les deux poutres. Dans le brevet français no. 2 519 934, le nombre de surfaces portantes peut varier de deux à une dizaine, ces surfaces portantes ou ailes étant dispos~es en quinconce et encastrées sur le fuselage avec des décalages en hau-teur en formant, de chaque côté du fuselage, un dièdre don-t l'arete est constituée par la poutre latérale disposée de ce côté.
On réalise ainsi une structure dans laquelle les ailes, les empennages de profondeur et le fuselage sont maintenus dans une triangulation indéformable, du ~ait de la présence des deux poutres latérales. Dans une variante à deux surfa~es portantes, l'une d'Plle est une surface portante avant comportant deux ailes à flèche positive, tandis que l'autre est une surface portante arrière comportant deux ailes ou empennages arrière à flèche négative, l'ensemble des deux surfaces portantes constituant une aile en losange ou rhombo~dale, dont les extrémités des ailes, de chaque côté
du fuselage, sont rigidement liées l'une à l'autre par l'intermédiaire de la poutre latérale correspondante. Dans les autres variantes, à plus de deux surfaces portantes, chaque surface portante à partir de la troisième est ancrée sur le ~uselage au même niveau que l'avant dernière surface portante qui la précède, et elle se trouve donc dans le sillage de celle-ci. En raison de l'effet de masque qui en résulte, ainsi qu'en raison des interactions entre les extrémités rigidement liées des ailes en losanges et les poutres latérales, les solutions aérodynamiques proposées dans ce brevet ne semblent pas avoir donné lieu à la construction effective d'avions correspondants.
Quant au brevet français 2.521.521, il concerne un avion convertible et trimoteur à trois surfaces portantes, disposées en tandem et reliant les deux poutres latérales au :

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fuselage, la surface portante avant étant agencée sous la forme de deu~ ailes dont chacune supporte un moteur et qui pivotent avec les moteurs autour d'un axe transversal, perpendiculaire au plan longitudinal et médian de l'avion.
sur un tel avion, la commande et le contrôle du basculement de ces ailes avant et de ces moteurs, ainsi éventuellement que d'un moteur arrière, ne peuvent être assurés que par des dispositifs complexes et extrêmement coûteux, raisons pour lesquelles des avions convertibles de ce type sont toujours au stade expérimental.
Un autre avion convertible ou à décollage et atterrissage court ou à la verticale (V-STOL), mais de type bifuselage, a été proposé par le brevet français 2 018 60~.
Dans ce brevet, les deux fuselages sont reliés l'un à
l'autre par trois surfaces portantes, dont l'une est un plan de ~ueue et dont les deux autres sont directement adjacentes l'une à l'autre sensiblement à mi longueur entre les fuselages, celle en position avant formant une aile centrale rigide, tandis ~ue l'autre est agencée en caisson en ~orme de surface portante qui supporte quatre moteurs et pivote autour d'un arbre transversal avec les quatre moteurs qu'elle supporte. Une telle solution présente les mêmes inconvénients que l'avion convertible mentionné ci-dessus.
On connaît également par le brevet français 2 180 076 un aéronef de transport allégé de type quadrifu-selage à trois surfaces portantes agencées chacune en aile transversale reliant les deux fuselages et s'étendant latéralement à l'extérieur~de ces derniers, les trois ailes étant disposées en tandem, l'une à proximité de la pointe avant des fuselages, la seconde en position centrale, approximativement au milieu des fuselages, et la troisièmes à proximité de la po~nte arrière des fuselages. Mais pour assurer une _ _ :

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sustentation 9U ffisante de cette structure,en coopération avec les trois ailes , I'aéronef cornporte égalernent deux ensembles de sustentation plus légers que l'air disposés latéralement de part et d'autre de la structure constituée par les deux fuselages et les trois ailes , et auxquels se raccordent les extrémités des trois ailes . Cet aéronef, qui n'est donc pas un avion et ne peut être aménagé en hy-uravion , a pour inconvénient que le transport d'une charge marchHnde élevée ne peut être assuré que par l'utilisation a'ensembles de sustentation plus légers que l'air d'un volu-me considérable . Il en résulte , en vol , une tra1née aé-rodynamique extrêmernent importante , et donc une faible vitesse de déplacement en translation hori~ontale , incom-patible avec les exigences de rapidité devant ~tre satis-faites pour le transport de passagers .
D'autre part, par le brevet français l 380 288 il a déjà été proposé de réaliser un corps aérien , constitue par l'assemblage d'un grand nombre d'éléments de base de section aerodynamique ayant la ~orme de barre ou de tube Ce corps est constitué par un ou plusieurs modules de base assemblés , le module de base comportsnt deux élérnents lon-gitudinaux et parallèles, de forme rectangulaire , portant I'avant des moteurs et, à l'arrière, des dérives, et deux éléments transversaux , rectangulaires, espacés, parallèles I'un à l'autre, et , psr l'association de plusieurs modules , on réalise une sorte de "grille volante" , dont les éléments faisant fonction d'ailes présentent éventuel-lement un ou plusieurs dièdres . Aucune réalisation prati-que d'un tel système volant modulaire ne semble avoir é~é
construite à ce jour.
Par ailleurs, il a été proposé dans le brevet US
4 265 416 un système de lancement d'un véhicule orbital comportant des véhicules ou engins d'accélération , propul-~és par turboréacteurs et réutilisables, et accouplés de ma-nière amovible à un véhicule orbital réutilisable, en forme d'aile delta élancée, et propulsé par moteur-fusée,

3 ~

l'ensemble accouplé du véhicule orbital et de ses deux vé-hicules d'accélération constituant un aéronef à trois sur-faces portantes , dont deux d'entre elles , en forme d'ailes delta tronquées , et constituant les surfaces por-tantes des deux véhicules d'accélération, sont situées sous l'aile delta élancée du véhicule orbital , et cet ensemble accouplé décollant comme un avlon , le retour sur terre des deux véhicules d'accélération s'effectuant après leur sépa-ration du véhicule orbital , à la suite d'une mise en vi-tesse et d'une montée à haute altitude . Les trois composants de ce système a deux étages sont donc chacun pourvus d'une seule surface portante qui leur permet de ve-nir se poser individuellement sur le sol, en fin de mission.
Enfin, il a été proposé par le brevet US 2 921 756 de faciliter les décollages et atterrissages d'avions à
long rayon d'action et de tonnage élevé (lourdement chargés) à l'aide d'un engin auxiliaire réalisé sous la forme d'un chariot de décollage et d'atterrissage, équipé d'un train d'atterrissage surdimensionné et muni également de deux surfaces portantes. Lorsque l'avion, ayant une voilure classique comportant une aile principale encastrée au fuselage et un empennage arrière, au niveau de la dérive, est accouplé à son chariot volant d'atterrissage et de décollage, qui comporte lui-même deux poutres longi-tudinales espacées latéralement et reliées l'une à l'autre par une aile principale et un plan arrière fixe , on ob-tient un aéronef à quatre surfaces portantes, dont les deux surfaces portantes de l'avion sont au-dessus des deux du chariot volant d'atterrissage et de décollage . Ce dernier s'accouple de manière amovible à l'avion, de sorte qu'il puisse être largué après le décollage et réaccouplé à
l'avion en vol , avant l'atterrissage .Pour ces raisons, le chariot de décollage et d'atterrissage est lui-même consti-tué comme un avion auxiliaire .

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Le but de la présente invention est de proposer une nouvelle architecture aérodynarlliqLIe d'Hvions multifuse-lages permettant de réaliger des avions de transport et/ou de tous autres usages, subsoniques et/ou supersoniques, de plus grande cHpacité, à poidg maximum au d~collage plus élevé, cHpable de transporter des chart~es utiles dans des proportions plus importantes que des avions monofuselages et/ou bifuselages b deux surfaces portantes de mêmes spéci-fications, et qui restent cependant d'une taille compatible avec les dimensions des pistes et chemins de roulement et sutres équipements des aéroports actuels.
Un autre but de l'invention est de proposer des svions multifuselages qui présentent des performances aéro~
dynamiques sméliorées , telles qu'ils puissent atterrir et decoller sur des distances relativement courtes, compte-tenu de leurs masses , et atteindre rapidement une alti-tude de croisière élevée avec une pente de montée importante, en diminuant ainsi très sensiblement la zone d'impact au sol du cône sonore issu des moteurs, et donc les nuisances sonores occasionnées flUX riverains des aéro-ports .
Afin de renforcer cet avantsge, I'invention a en-core pour but de proposer une architecture aérodynHmique qui se prête facilement à des dispositions extrêmement fa-vorables des moteurs pour , tout à la fois, diminuer l'émission du bruit des moteurs, en particulier latérale-ment et vers l'avant , augmenter la sustentation procurée par la voilure, et diminuer les conséquences défavorables, notamment autour de l'axe de lacet , d'une psnne de l'un des moteurs.
Un autre but encore de l'invention est de proposer une arcl~itecture aérodynamique " auto-stable",c'est-à-dire qui tende à sortir d'elle-même d'une configuration de vol critique ou dangereuse, du fait par exemple d'une incidence critique , et qui ne nécessite pas l'installation de com-~1 ~ 3 ~

mandes de vol électriques et/ou optiques, assurant une stabilité artificielle à l'aéronef, au sein dlun sys-tème de contrôle actif généralisé de l'appareil.
Un autre but encore de l'invention est de proposer des avions multifuselages qui peuvent avantageusemen-t et à
moindre frais être réalisés par l'assemblage de plusieurs fuselages d'avions actuellement déjà construits et/ou en cours de construction, dont la majorité des composants et/ou équipements, y compris les moteurs, ainsi que des parties essentielles au moins des voilures, sont conservées et/ou facilement extrapolées ou transformées, afin d~ bénéficier de l'effet d'allongement des séries pour aboutir à des prix de revient économiques. Il en résulte dans tous les cas une architecture aéronautique nouvelle, régie par des disposition originales de mécanique du vol et d'aérodynami-que, surtout en ce qui concerne l'équilibrage des aéronefs autour de leur axe de tangage.
Un autre but encore de l'invention est d'appliquer l'architecture aérodynamique propre à l'invention a la réalisation d'hydravions géants bi ou trifuselages, de type catamarans ou trimarans, c'est-à-dire dont chaque fuselage, constituant une coque, fait simultanément office de flotteur, de sorte qu'aucun flotteur supplémentaire ne soit requis pour assurer la stabilité néeessaire sur l'eau.
Un autre ob~et enfin de l'invention est de réaliser un avion-porteur, pour le transport ou utilisable comme plate-forme de lancement de véhicules spatiaux et lanceurs de satellites tels que fusées et/ou navettes spatiales, éventuellement avec l'assistance d'au moins un étage intermédiaire supportant ces véhicules et lanceurs, et lui-même supporté par l'avion - porteur.
A cet effet, l'aéronef selon l'invention, du type avion et/ou hydravion multifuselages et à plusieurs surfaces portantes, comprenant au moins deux fuselages sensiblement '; '`~

1 3 1 ~ ~ 3 ~3 parallèles et espacés les uns des autres, et reliés rigidement les uns aux autres par trois surfaces portantes, ledit aéronef étant équipé de moteurs fixes, exer~ant une poussée et une traction sensiblement parallèle à la trajectoire, et caractérisé en ce que parmi lesdits trois surfaces portantes, une est une surface portante avant, comportant un plan canard formant un empennage avant, proche de l'extrémité avant des fuselages qu'il relie les uns aux autres, et encastré au moins dans les parties avant sur les flancs internes des deux fuselages en position latérale externe, une seconde surface portante étant une surface portante principale formant un ensemble unique pourvu d'un grand développement en surface et envergure, comportant une aile centrale s'étendant entre les fuselages latéraux externes et encastrée dans les fuselages qu'elle relie également les uns aux autres, et deux ailes latérales symétriques par rapport au plan longitudinal et médian de l'aéronef, et s'étendant chacune latéralement ~ l'extérieur de l'un des deux fuselages latéraux externes, et la troisième surface portante est une surface portante arrière s'~tendant également latéralement à l'extérieur de chacun des deux fuselages latéraux externes, ou des dérives desdits deux fuselages latéraux externes, formant empennage arrière à portance positive, de sorte que les trois surfaces portantes et les fuselages assurent une répartition longitudinale et transversale sensiblement homogène des charges sur la structure de l'aéronef dont ils permettent l'allègement, chaque fuselage portant une dérive sur sa partie d'extrémité arrière, les empennages avant et arrière étant de formes différentes et de dimensions predéterminées relativement plus petites que celles desdites ailes centrale et latérales.
Une telle architecture aéronautique à trois surfaces portantes positives et à plusieurs fuselages 1 3 ~ 3 ~

presente de nombreux avantages : la combinaison de l'effet tunnel, obtenu par la canalisation de l'écoulement de l'air entre les fuselages parallèles et espacés, avec l'effet de fente, résultant de la circulation de l'air entre les trois surfaces portantes, qui presentent avantageusement un décalage relatif en hauteur, la surface portante arrière étant de préference en position haute par rapport aux deux autres surfaces, elles-mêmes à des ni~eaux différents l'une de l'autre, afin qu'aucune des deux surfaces portantes situées en arrière du plan canard avant ne se trouve, sauf dans des configurations anormales extrêmes de l'aéronef, dans le . ._ 1 3 ~ 3 ~ I
sillage perturbé provenarlt d'une surface portan~e qui la précède, procure un excellent rendernent aérodynamique ~ Les fuselages et les dérives qui les surrnontent consti~uent dea cloisons marginales efficaces , remplissant une fonction "antidécrochage" , respectivement pour, d'une part, le plan canard avant et la surface portante principale, et, d'autre part , pour la surface portante arrière , le cloi-sonnement transversal des surfaces portantes par la pré-sence des fuselages ayant pour effet, aux grandes incidences de l'aéronef , de retarder l'apparition d'une diminution de portance, qui restera localisée et partielle.
B.en entendu, pour augmenter encore la portance il est de plus avantageux d'équiper les bords d'attaque des trois surfaces portantes de becs expansibles,de type connu, procurant à la surface portante correspondante une hyper-sustentation tout en lui permettant d'adopter une assiette o'approche modérée, afin de ne pas gener la visibilité du pilote, ni créer d'effet de masque pour la ou les surfaces portantes en arrière de celle considérée . De même , les bords de fuite du plan canard avant et de la surface por-tante principale sont , d'une manière bien connue en soi, avantageusement équipés de volets de courbure et a'intrados , à fente , de tout type connu, pour augmenter la surface portante et la courbure, ces volets pouvant ser-vir de gouverne de profondeur sur le plan canard , en posi-tion "toute sortie" ou intermédiaire, tandis que sur la surface portante principale, ces volets peuvent servir d'ailerons complémentaires , en particulier sur les aiies latérales, où ils viennent complèter efficacement ies aile~
rons montés, de manière classique, à proximité des extr~mi-tés des ailes externes, le bord de fuite de l'aile centrale étant également avantageusement équipé d'une très grande surface d'aileron , afin d'obtenir une excellente maniabi-lité autour de l'axe de roulis , surtout aux basses vites-ses , pour les atterrissages et décollages courts, alors :'14 ~3~3~
qu'aux grandes vitesses les ailerons des ailes latérflles sont suffisants , crir leur action est amplifiée pr~r l'effet ~'un bras de levier important pgr rapport à l'axe de roulis.
De plus, sur un avion présentant l'architecture aéronautique propre aéronautique à l'invention, les deux fuselages latéraux externes constituent des écrans anti-bruit , s'opposant à une diffusion latérale de l'onde sono-re provenant d'un ou plusieurs moteurs avantayeusement oisposés entre ces deux fuselages latéraux externes . Par ailleurs, la portance positive de l'ernpennage arrière en-gendre un couple piqueur qui permet d'équilibrer le couple de cabrage résultant de 18 portance positive s'exerSant sur le canard avant. En outre, la portance positive qui se dé-veloppe sur chacune des trois surfaces de voilure de l'svion multifuselage selon l'invention permet la prise en charge par chaque surface de voilure du poids de sa struc-ture , de la structure des parties de fuselage adjacentes , des portions correspondantes de charge marchande, ainsi que des équipemen~s correspondants , tels que moteurs, atter-risseurs etc, ce qui permet d'obtenir une répartition sen-siblement homcgène des charges sur les différents éléments aes trois voilures.Cette répartition longitudinale et transversale des poids de structure des équipements , de la cargaison et de l'ensemble propulsif, non seulement le long de l'envergure de la surface portante principale (aile centrale et ailes latérales ) mais aussi sur les ernpennages avant et arrière , réduit les moments de flexion s'exercant sus toutes leurs emplantures . En particulier , on peut ainsi équilibrer les efforts de flexion verticale se déve-loppant sur la partie arrière des fuselages , du fait du poids de structure de cette partie arrière, de la charge qui est transportée, et , éventuellement, de la présence de moteurs en porte-à-faux sur le fuselage, en position axia-le dans ces derniers, ou encore montés dans l'empennage ar-rière . Il en résulte une moindre fatigue de la structure 13~ 3~ , ~: de l'avion . En conséquence,l~archi~ecture aéronautique propre ~ la demande, ae type multifuselage , et de préfé-rence bi ou tri-fuselage , et à trois surfaces portsntes positives, permet tout à la fois de riyidifier la structure en l'allegeant , avec un gain très sensible, supérieur b 7%
environ pour un bifuselage , et à 14% environ pour un tri-fuselage sur le rapport de la masse totale a la masse à vi-de , en comparaison avec un avion monofuselage à voilure ~ classique.
Dans une forme de réalisation plus particulière-ment destinée ~ la constitution d'un avion bifuselage et porteur, destiné à transporter entre ses deux fuselages 18-téraux et au-dessus des extrados de son plan avant canard et de son aile centrale , un engin ou avion-fusée superso-nique , faisant fonction d'étage intermédiaire pour le lan-cement d'une fusée et/ou navette spatiale , chaque fuselage qe l'aéronef porte, sur sa partie d'extrémité arrière, un empennage indépendant de l'autre fuselage ,afin de permet-tre l'utilisation des moteurs des engins ou avions-fusées en configuration accouplée.
Cependant, I'architecture aéronautique particuliè-re propre à l'invention permet d'utiliser des empennages . avant et arrière à grand allongement . L'encastrement du plan canard avant sur une profondeur relativement grande : dans les parties d'extrémité avant des fuselages permet de lui donner un grand allongement géométrique fictif et assu-re une robuste liaison entre les parties avant des fusela-ges . Pour ce qui concerne l'empennage arrière, il est possible de lui donner un grand allongement en constitu~nt la surface portante arrière sous la forme d'un unique plan fixe arrière, reliant rigidement tous les fuselages , en ayant une profondeur limitée, plus faible que celle du plan canard avant et , bien entendu, que celle également de la surface portante principale , la finesse du plan fix~
arrière étant de plus sensiblement supérieure A celle de la ~3~3~ ~
surface portante principale, dont la finesse est elle-même sensiblement supérieure à celle du plan canard avant, afin d'améliorer la stabilité de l'aéronef . La liaison rigi-de entre tous les fuselages qui est assurée par le plan ar-rière fixe permet également d'augmenter la résistance de la structure aux torsions latérales, pouvant en particulier résulter de la présence de moteurs en porte-à-faux sur les flancs surtout internes des parties arrière de fuselage, car le plan fixe arrière forme avec les deux fuselages la-téraux un quadrilatère arrière,refermé sur le caisson de l'aile centrale, de même que le plan canard avant forme avec les deux fuselages latéraux un quadrilatère avant re-fermé sur ce même caisson d'aile centrale .
Dans ce cas , il est avantageux que, d'une part, le plan fixe arrière s'étende latéralement à l'extérieur, au-delà des deux fuselages latéraux externes , et que, d'autre part, le plan canard soit encastré entre les deux fuselages latéraux externes sans s'étendre latéralement à
l'extérieur de ces derniers. On obtient ainsi que les par-ties latérales externes du plan fixe arrière sont toujours maintenues hors du sillage perturbé provenant de l'aile centrale ou du plan canard avant , de sorte qu'elles con -servent leur efficacité , d'autant plus importante que leur allongement est grand, et qu'elles présentent chacune une forme trapézoïdale , avec un bord d'attaque en flèche posi-tive et/ou à bord de fuite en contre-flèche, de façon à as-surer une bonne stabilité autour de l'axe de tanguage , d'autant que les parties latérales externes du plan Eixe arrière sont , de même que sa partie centrale s'étendant entre les deux fuselages latéraux externes, équipées de gouvernes de profondeur . Les bords d'attaque du plan fixe comportent, éventuellement, des dispositifs hypersus-tentateurs , tels que des becs expansibles, similaires à
eeux des deux autres suraces portantes.

l 3 ~ 3 De plus, afin que l'architecture aéronautique 3 trois surfaces portantes selon l~inven~ion ré~uise les pos-sibilités et 1~ rapidité de survenance de configurations de vol dangereuses, telles que le "passage par l'avant '~ ou l'auto-cabrage , il est de plus avantsgeux que lee ailes latérales de la surface portante principale et les parties latérales de la surface portante arrière qui sont externes aux fuselages latéraux externes , présentent une flèche, un calage en incidence et un profil tels qu'elles subissent les phénomènes d'ondes de chocs soniques, ou viennent au décrochage aérodynsmi4ue après l'aile centrale de la surfa-ce portante principale, décrochant elle-m~me après le plan canard . Ainsi , le flottement (buffeting) ou le décrochage du plan canard avant l'aile centrale , dans toutes les configurations (becs et volets rentr~s , sortis ou en posi-tion intermédiaire), engendre aussitôt un couple piqueur 9 qui provoque une diminution d'incidence pour la surface portante principale et le plan fixe arrière, d'où
I'élimination du flottement ou du décrochaye en chalne sur ces voilures . La portance positive du plan fixe ar-rière et l'action du pilote sur la commande de profondeur accentuent cette correction, d'où il résulte une sortie qua-siment immédiate d'une configuration dangereuse , avec une faible perte de portance et d'altitude . Il est à noter que le flottement ou le décrochage en premier du plan ca-nard ne soustrait qu'une faible pflrtie de la portance tota-Ie , et engendre aussitôt un couple piqueur correctif.
Malgré ce dernier, si le pilote maintient la configuration dangereuse jusqu'à provoquer un flottement ou une "perte de vitesse" sur l'aile centrale, le décrochage en second lieu qe cette dernière engendre également un couple piqueur sta-bilisateur, qui ramène l'avion dans une configuration nor-male , du fait que les ailes latérales externes flottent ou aécrochent toujours après l'aile centrale,et du fait de la présence des deux fuselages latéraux externes , constituant '1~

~ '~J l~3~ ~

des cloi~ons marginales ou ~anti-décrochages " qui interdi-sent la propagation des perturbations aérodynamiques de I'aile centrale vers les ailes latérales .
Dans ces conditions, par rapport, d'une pflrt~ b l'architecture aéronautique classique des avions, avec un empennage arrière le plus souvent déporteur , et quelque fois seulement porteur , et, d'autre part, la configuration d'avions canard , on constate que l'architecture aéronauti-que multifuselage b trois surfaces portantes positives se-lon l'invention, corrige les défauts et lacunes de l'une oes deux formules par les qualit~s de l'autre , et récipro-quement .
Bien entendu, un mei!leur comportement de l'aéronef selon l'invention Hutour de l'axe de roulis sera obtenu si les saumons d'extrémité des ailes latérales sont remplacés , par des disposltifs comportant une extrémité
d'aile, du côt~ du bord d'attàque, en forme de deltfl tron-que et recourbée vers le bas. Ces éléments permettent ae garder une portance élev~e en régime tourbillonnaire , aux très grands sngles d'attaque , et décrochent beaucoup plus tard que l'aile latérale correspondante, de forme génerale trapézo-idale , et éliminent ainsi les départs en autorotation .
Autour de l'axe de lacet , la maniabilité peut être améliorée , également , grâce à un développement en hauteur de chaque dérive arrière, et à l'ernploi éventuel a'une gouverne de direction à double braquage sur chaque ~érive . De plus , on peut prévoir sous chaque fuselage une ~érive inférieure arrière, éventuellement équipée d'une gouverne de direction supplémentaire.
Le plan canard avant , dont l'envergure est de ~référence plus faible que celle du plan fixe arrière, car, a'une part, ce dernier s'étend dans la plupart des cas à
l'extérieur des fuselages lat~raux , contrairement au plan.
canard avant , et , d'autre part, le plan canard avant peut 3 ~

~itre d'une envergure Infélrleure d'une Inrgeur de fuselage b c~l!e d~ 19 partle cen~r~le du plan flxe arrlère, lorsque ce aernier r~'encar~tre sur le3 d~rlves latér61er~ t peu~ pr~sen-tel uns forma g~inér~le en plan rect~ngulalre, ~vec une rlur-f~ce ala:ire qui 9e d~iveloppe donc en profondeur, ce qul facllite son enc~trement ~vec une grande robuaLesse dcns le~ flflncs internes de la psrtle d~extremité ~v~nt, de for-me evolutlve, de3 fusel~ges au rnolns l~tér~ux, ce ~ul per-met d'obtenlr iln effet de tallle de guepe élimln~nt au moin~
psrtiellement les effeta d~i3av~ntQgeux ré6ultsn~
d'lnteractlons du type aile~fuselage .' Un tel plan c~nard rectangulsltel~, evantagaux sur les llvlons de trQni~pcrt de fret et de.passagers, peut etre rernplacé p~r un plan cflnard en forrne de double traoèze, sym~trlque par rapport a-l plan longltudlnsl et rr~idi~n de l'aéronef, et présentant un bord ~'attaque ~yant une flèche positlv~, en particuller lorsque l'aéronef est utlllsé comme ~vion-porteur d'un en6emb.1e b un ou plusieur3 etages de sr~tellisstlon ou mi3e en orbite, qul peut nécesslter une instrlllatlon, BOUB la pointe avunt en .porte-s-f~ux et triangulalre du plan canard, d'un atterris-seur retrsctable ~upplémenteire, ou d'un cheriot de decol-lage larguable . Afin d'~méliorer le c~ri~ctare "suto-st~ble" de l'aéronef , Indép~ndamrnent de la position de Ic gouverne de profondeur du plan csnard av~nt, ce der-nler cornporte avantageusement un c~is60n fIxe présent~nt un cs-lsge a Incldence flxe ~upérleure b celle des daux flutres surfaces portsntes .
L'effet de taille de guepe, comne mentlonnéi ci-~e3sus, est eYsntegeusement obtenu.lorsque le plan canard avallt er~t d~calé en hauteur,verr~ une po~ition m~dl~ne par rapport a le por~ltlon b~3se de Iq surfrdce portante princlpale et à
i8 posltlon haute d~ 1~ r~urface portante ~rrlère, lorsgue cette Impl~nLaLion du canrdrd demeure po~sible . Cepend~nt, il e~t.également poaslble, loraque I'cile c:entrale et lea deux ~iles lateraler~ sont en posltlon bcsrle, d'lmpl~nter le ~,A

....

~ 3 ~

plan canard avant au niveau ou juste au-dessus du plancher de la cabine et/ou du poste d'équipage, ou encore de l'encastrer en posi-tion surbaissée dans une soute ventrale des fuselages. Mais cette disposition est fortement déconseillée pour les hydravions, sur lesquels le plan ~ canard est avantageusement implanté au niveau du plafond de -~ la cabine et/ou du poste d'équipage des fuselages. D'une manière générale, le plan canard d'une part, et les moteurs portés par l'aile centrale d'autre part sont disposés à des niveaux opposés par rapport à celui de l'aile centrale. Si les moteurs sont en-dessous de l'intrados de l'aile centrale, le plan canard se dispose à un niveau au-dessus de l'extrados de cette aile centrale, tandis que si les moteurs de l'aile centrale sont au-dessus de l'extrados de cette lS dernière, le plan canard sera en-dessous du niveau de l'intrados de cette aile centrale.
; Pour les avions et hydravions bifuselages, et afin de faciliter la liaison entre les deux fuselages et d'éviter des phénomènes de flottement aéroélastique, il est possible que la surface portante principale présente une aile centrale de forme en plan rectangulaire, ayant de préférence une profondeur sensiblement égale à celle de la nervure d'encastrement des ailes latérales externes de cette surface portante principale dans les fuselages. Cette solution ~ 25 procure un allongement maximal à l'aile centrale, mais, si `` l'écartement important qui en résulte entre les fuselages `~ latéraux, et donc si la voie importante des atterrisseurs externes ne sont pas compatibles avec la désserte de -` certains aéroports, il est alors préférable que la surface portante principale présente une aile centrale en forme de double trapèze agencée en aile delta tronquée, dont la flèche du bord d'attaque est éventuellement plus prononcée que la flèche des ailes latérales externes de la surface portante principale, tandis que le bord de fuite de l'aile ~t `

~ 3 ~

centrale reste sensiblement perpendiculaire aux axes des fuselages et/ou en légere contref~eche, de sorte que la flèche moyenne des cordes de profil de l'aile centrale soit ~ 3~3~ , sensiblernerlt la mêrne que celle des ailes latérales et exter-nes . Cette forrne en double trapèze perrnet de rappr~cher les fuselages latéraux et de diminuer les interactions aile-fuselage, par rapport à une aile rectangulaire,courte, de même surface etenvergure,etdegrandeprofondeur,carelleperrnetde conserver lesrnêmes nervures d'encastrement dans la direction ~e l'axe des fuselages . Sur une telle aile centrale en double ~rapèze , des ph~nomènes aéro-élastiques se développent sur la pointe avanttriangulaire etenporte-à-fauxet,pourconstituer desbalourds ou contrepoids nécessairesà combattre le dévelop-pement de tels phénomènes, il est avantageux qu'un réservoir ae carburant et/ou au moins un atterrisseur principal et central et/ou au moins un moteur soient fixés dans ou à la partie avant triangulaire de l'aile centr 8 le . De plus, cet-te dernière présente avantageusement une surface d'intrados sensiblement horizontale entre les deux fuselages latéraux , et une épaisseùr qui se développe vers l'extrados , ~ partir des emplantures sur les fuselages , de sorte que l'extrados présente un dibdre négatif . De la sorte , I'sile centrale en double trapèze engendre un sillage en V inversé qui , aux configurations extrêmes à sngle d'attaque important , ne produit d'effet de masque que sur une zone peu ~tendue et centrale de la partie centrale du plan arrière fixe . Ce sillage perturbé en V inversé tr~s ouvert résulte, lorsque l'aile centrale en double trapèze tombe en perte de vitesse , du décrochage des filets d'air qui se produit au voisinage aes zones de l'aile d'épaisseur maximale, qui restent prati-quement parallèles au bord d'attaque . Il en résulte une perte d'efficacité très partielle au niveau du plan arri~re fixe , A noter également qu'une aile centrale en forme de ~ouble trapèze procure un effet de tunnel plus intense entre les fuselages plus rapprochés , ainsi qu'une diminution du couple déséquilibreur autour de l'axe de lacet , en cas de panne d'un moteur fixé à cette aile centrale, ou en porte-à-2~

~31~3~ 1 faux sur l'un des fuselages dans l'intervalle entre ces der-niers.
Dans le cas d'fléronefs du type trifuselages, et en particuiier d'hydravions trimarans , I'aile centrale de la surface portante principale, le plan canard avant et la par-tie centrale du plan fixe arrière sont avantageu9ement cons-titués chacun respectivement d'un couple d'él~ments de voilure ou d'empennage avant ou arrière, symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe du fuselage central , qu'ils re-lient aux fuselages Istéraux. Dans ce cas, il est avanta-geux que les deux éléments de voilure de l'aile centrale soient deux éléments trapézoidaux , encastrés chacun dans le fuselage central et dont le bord d'attaque présente une flèche positive prononcée, alors que le bord de fuite pré-sente éventuellernent une légère contreflèche . Ainsi, ces avions ou hydravions trifuselages disposent de six éléments ae surface portante positive groupés par paires pour former les trois surfaces portantes de la structure aéronautique propre à l'invention. Une telle r~alisation élimine de plus toute partie triangulaire en porte-à-faux vers l'avant, et qu'il serait indispensable de compenser par la présence d'un balourd ou contrepoids , afin de lutter contre les phénomè-nes d'aéro-élasticité .
Par ailleurs, les conditions d'équilibrage et de maniabilitb en tanguage demeurent sensiblement identiques à
celles d'un aéronef bifuselages, et la répartition des char-ges sur les trois voilures ~ portance positive ainsi que l'encastrement sur les trois fuselages, au centre et sux deux extrémités de chacun d'eux, combinés avec l'utilisation d'une aile centrale et d'un plan canard ayant des grandes envergures, et donc des surfaces relativement grandes, per-met d'obtenir un allongement très efficace pour ces surfaces portantes ainsi que pour le plan fixe arrière . Les effets de fente et de tunnel entre les trois surfaces portantes et les trois fuselages , complètés par l'aspiration et/ou le ~2 1c~ 3 soufflage du plan canard avant et de l~aile centrale par le ou les moteurs installés, comme précisé ci-dessaus, entre les deux fuselag~s latéraux externes, procurent une très forte hypersustentation sur environ les trois quar-t de la surface portante totale. Ceci améliore considérablement les performances au décollage notamment, et permet a l'aéronef trifuselage de décoller sur de courtes distances et d'atteindre des altitudes de croisière très éle~ée avec une pente de montée très forte. Mais cette hypersustentation lo autorise également une diminution appxéciable de la surface totale ainsi que de la tra~née d'ensemble des txois voilures, de sorte que l'aéronef trifuselages peut être réalisé avec un poids de structure beaucoup plus faible que le poids d'un aéronef monofuselage correspondant. Un tel aéronef capable de transporter des cargaisons extrêmement importantes, reste cependant d'un coût de construction économique, car il es-t réalisé à partir d'un grand nombre d'éléments modulaires, produits en grandes séries. De plus, l'architecture trifuselages permet aisément la construction de plusieurs versions bien adaptées à des utilisations et applications particulières. En particulier, pour les avions trifuselages ou hydravions trimarans, les ailes centrales peuvent être extrapolées à partir d'éléments communs aux avions bifuselages et hydravions catamarans. Par exemple, les emplantures sur les fuselages latéraux peuvent être les mêmes sur tous ces appareils. Sur les appareils trifuselages, l'extrapolation se produit vers le centre, en rajoutant des surfaces de voilure trapézoïdales homothétiques de plus grande profondeur et épaisseur.
Sur les aéronefs bifuselages ou trifuselages selon l'invention, le plan arri~re fixe peut être encastré sur les pointes arrière des fuselages, lorsque la surface portante principale est en position basse, et le plan canard avant en position médiane ou surbaissée, mais le plan arrière fixe peut également être encastré dans les dérives, et même ~;ri ;~

~3~3~
coiffer éventuellement ces dernières, en particulier lorsque la surface portante prlncipale est en position haute sur les fuselages . Dans une forme simple de réalisation, le plan fixe arrière comprend une parti.e centrale, 5 ' étendant entre les deux fuselages latéraux externes , et qui est de forme rectangulaire et perpendiculaire , dans sa plus grande di-mension, à l'axe des fuselages , et deux parties latérales externes , de préférence ~rès développées , qui s'étendent latéralement à l'extérieur des deux fuselages latéraux ex-ternes , et qui sont chacune de forme trapézoidale avec un bord d'attaque en flèche positive et un bord de fuite s'étendant sensiblement dans le prolongement du bord de fui-te de la partie centrale . Cependant , sur les aéronefs du type trifuselage , et en particulier les trimoteurs compor-tant un moteur dans la pointe arrière ou en porte-à-faux à
l'arrière de cette pointe arrière de chaque fuselage , le plan fixe arrière présente avanta~eusement une flèche symé-trique par rapport à l'axe du fuselage central , de part et d'autre duquel ce plan fixe arrière présente deux portions centrales de liaison aux dérives des fuselages latéraux et en forme de parallélogrammes se rejoignant sur la dérive centrale portée par le fuselage central . Cette flèche du plan arrière fixe peut être une flèche positive, et dans ce cas les deux dérives latérales sont reculées par rapport à la dérive centrale, soit par un déport vers l'avant de cette der-nière, soit parunprolongementversl'arrièredesfuselagesla-téraux, soit par une co~binaison des deux modifications précédentes . L'aéronef étant alors équipé avantageusement de trois moteurs, de préférencedetypeturbo-réacteuroupropfan, montés chacun à l'extrémité arrière de l'un des trois fuselages le moteur central étantéventuellementavancéoureculé parrap-port aux propulseurs latéraux,dont les axes sont légèrement inclinés sur l'axe du propulseur central,de sorte qu'ils convergent vers l'avant par rapport au propulseur central .
Cette configuration permet de décaler le mote~lr central ~ 31 ~3~ ' afin de le mettre à l'abri des projections accidentelles d'aubages de turbines ou de pales d'hélices des moteurs la-téraux.
Cependant, pour conserver cet avantage résultant du décalage axial des moteurs tout en bénéficiant d'une meil-leure solution aérodynamique au niveau du plan arrière fixe, ce dernier présente avantageusement une flèche négative, alors que les ailes latérales au moins de la surface portan-~e principale , en position basse par rapport au plan fixe arrière et , dans ce cas, d'une envergure supérieure à celle de ce dernier , présentent une flèche positive , le fuselage central étant prolongé vers l'arrière par rapport aux fuse-lages latéraux, de sorte que la dérive centrale soit reculée par rapport aux dérives latérales , et que le plan fixe ar-rière forme avec la surface portante principale une aile sensiblement en losange ou rhombo~dale , pour laquelle les ex-trémités latérales du plan fixe arrière et des ailes latéra-les de la surface portante principale ne sont pas jointives, mais très écartées les unes des autrss . De plus, le bord de fuite des parties externes trapézoïdales du plan fixe ar-rière demeure dans le prolongement de celui des portions centrales en forme de parallélogramme . L'ecartement impor-tant entre les extrémités de cette aile rhomboïdale elimine les principaux défauts de cette formule ; les interférences entre la surface portante principale basse et le plan fixe arrière haut.En effet,comme l'envergure de l'aile basse dé-passe largement celle du plan fixe arrière,les tourbillons marginaux ne peuvent pas atteindre ce dernier, quels que soient les angles de dérapage et d'incidence.Il n'y a donc pas lieu de craindre un manque d'homogénéité en stabilité
ou en maniabilité dans les réactions,soit aux turbulences soit aux sollicitations des pilotes.Par contre,l'anvergure du plan fixe arrière prolonge les effets de fente et de ré-duction de trainées induites sur la surface portante prin-cipale,pour environ les trois quarts de l'envergure de cette dernière.Les sillages dangereux des bords de fuite ~3~ ~ ~3 ;~ j et , pour le pLan fixe arrière , des emplantures , restent limités aux parties centrales du plan canard avant et, dans des proportions plus faibles, de l'aile centrale.Mais les flèches opposées présentées par le plan canard aYant et la surface portante principale par rapport à la flèche négative du plan fixe arrière engendrent des écartements très varia-bles entre leur bord d'attaque . Pour cette raison, aux in-cidences élevées , les zones de masque restent limitées , dans les conditions les plus mauvaises , à 30~ environ de la gouverne de profondeur du plan arrière ~ixe . Un empennage arrière en forme de plan ~ixe à flèche négative est donc très avantageux pour sortir des configurations anormales en vol et améliorer le rendement aérodynamique global de l'aéronef. De plus, on élimine ainsi les interférences et instabilités des ~ones jointives d'une aile rhomboidale classique .
En ce qui concerne la motorisation, et comme déjà
mentionné ci-dessus , il est particulièrement avantageux qu'au moins un moteur , mais de préférence plusieurs , soit disposé entre les deux fuselages latéraux externes de l'appareil , afin d'assurer une aspiration et/ou un souffla-ge sur l'une au moins des deux surfaces portantes que cons-tituent le plan canard avant et l'aile centrale , de fa~on à
augmenter considérablement l'hypersustentation de l'archi-tecture aéronautique propre à l'invention.
En particulier,au moins un moteur peut être monté
en nacelle suspendue en avant et au-dessous du bord d'attaque de l'aile centrale ce qui,lorsque cette dernière est basse, permet de diminuer le bruit per~u dans les fuselages,mais il est également possible qu'au moins un moteur soit nté
sur la partie centrale ou arrière de l'extrados et/ou en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale.Ceci permet d'augmenter l'angle de décro-chage de cette dernière , et, dans une proportion moindre, celui du plan canard avant . De plus, la disposition d'un moteur sur ou sous l'aile centrale peut éviter d'avoir à

~7 ~3~3~

placer ce dernier en porte-à-faux sur une partie arrière ~'un très long f~selage arrière, ce qui est pénalisant , sauf lorsque l'aéronef constitue un avion-porteur sur le-quel les extrados de l'aile principale et du plan canard doivent rester disponibles pour la mise en place d'au moins un autre aéronef ou astronef d'un système à plusieurs étages pour la mise en orbite de satellites ou d'une navet-te spatiale . Avantageusement, les moteurs disposés entre les deux fuselages latéraux externes sont regroupés autant que possible à proximité des axes de lacet et/ou de roulis de l'aéronef, de sorte que la panne de l'un de ces moteurs ne provoque pas de couple perturbateur et ne modifie pas sensiblement la stabilité autour de l'un et/ou de l'autre de ces deux axes.Dans le cas de moteurs disposés au-dessus de l'aile centrale , les trois surfaces portantes consti-tuent des écrans limitant la propagation du bruit des moteurs vers le bas , mais cette disposition est défavora-ble pour les passagers . En outre, la disposition de mo-teurs sur ou sous l'aile centrale est compatible notamment avec le logement d'un moteur dans la pointe arrière de cha-que fuselage, et de sorte que les moteurs des fuselages la-téraux présentent des axes convergeants l'un vers l'autre vers l'avant , chacun de ces moteurs logé dans une pointe arrière de fuselage étant avantageusement alimenté par au moins une prise d'air qui s'ouvre sur l'un au moins des flancs du fuselage et /ou de la dérive correspondante , ou encore au pied de cette dérive.
De même, le support d'au moins un moteur par l'aile centrale est également compatible avec le montage d'au moins un moteur latéralement en porte-à-faux par rapport à la par-tie arrière d'au moins un fuselage , à l'extérieur comme à
l'intérieur des fuselages externes latéraux en particulier.Cependant , lorsqu'au moins un moteur est monté
latéralement sur le flanc interne de la partie arrière de chaque fuselage il peut avantageusement de plus être égale-ment relié au plan fixe arrière . Enfin, et selon une dispo-sition traditionnelle , il est également possible qu'un moteur au moins soit fixé à chaque aile latérale externe de la surface portante principale .

2~

~3~ ~3~
Bien entendu, les mo-teurs peuvent etre choisis dans le groupe comprenant les turbo-réacteurs, tu~bofans turbo-propulseurs, et les moteurs dits "Prop~an", "Contrafan" et "U.D.F."*, ou les moteurs à pistons.
Sur les bifuselages comme sur les tri~uselages, les deux ~uselages latéraux externes au moins ont une même loi d'évolution du maître-couple, de leur pointe avant à la queue. Dans le cas des bifuselages de plus, les deux fuselages sont identiques, de même encombrement lo longitudinal, disposés à la même hauteur, et ont leurs pointes avant raccordées l'une à l'autre par un plan canard avant s'étendant essentiellement perpendiculairement aux axes des fuselages. Par contre, sur un aéronef du type trifuselages, le ~uselage central est de préférence prolongé
vers l'avant et/ou vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux, et, év0ntuellement, est plus haut que les deux fuselages latéraux ou est disposé à un niveau différent de celui commun à ces deux derniers. Ceci permet d'installer avantageusement le poste de pilotage à la partie supérieure de l'extrémité avant du fuselage central, a~in d'améliorer la visibilité. En outre, le fuselage central d'un aéronef trifuselages peut avantageusement être aménagé, entre ses parties d'extrémité avant et arrière, en au moins un réservoir de carburant à basse densité, tel que de l'hydrogène ou du méthane liquide, et/ou en au moins une soute à ~ret, tandis que les deux fuselages latéraux sont aménagés pour le transport de passagers et/ou de fret, et qu'au moins un caisson de l'aile centrale est éventuellement également aménagé en au moins un réservoir supplémentaire de carburant ~ basse densité.
Chaque avion selon l'invention est equipé
d'atterrisseurs avant et principaux, qui sont répartis longitudinalement sous l'ensemble des fuselages, de manière à assurer une distribution longitudinale et transversale des masses au sol qui soit analogue ~ la répartition sensible-* U.D.F: est une marque de cGmmerce de General Electric Ltd.
~9 ..
.
/~

~3~3~

ment homogène longitudinale et transversale des charges as-surée par la coopération des fuselages et des trois surfaces portantes . Dans ce but , lor~que l'avion comporte une aile centrale et/ou un plan canard avant en forme de double tra-pèzes , il peut comprendre de plus au moins un atterrisseur principal et central. , monté escamotable 50U9 l'aile centra-le et/ou au moins un atterrisseur avant et central, monté
escamotable sous le plan canard avant , afin d'améliorer la distribution des masses sur le sol , Lorsque l'aéronef selon l'invention est un hydra-vion bi ou tri~uselages, chacun de ses deux ou trois fusela-ges constitue avantageusement un flotteur, dont la partie inférieure est aménagée en coque à profil hydrodynamique à
deux faces concaves en direction transversale , qui s'étend sur une longueur suffisante à partir de l'avant de chaque fuselage pour assurer une distribution longitudinale et transversale des masses sur l'eau qui soit analogue à la ré-partition sensiblement homogène longitudinale et transversa-le des charges assurées par la coopération des trois surfaces portantes et des deux ou trois fuselages d'un hy-dravion respectivement catamarans ou trimarans, lorsqu'il est en vol .
Sur un avion bifuselages selon l'invention , il est également possible qu'au moins un teur , de préférence en position centrale , soit fixé, éventuellement par un mât de suspension équipé d'une gouverne de direction supplémentaire , à l'intrados du plan ~ixe arrière , ayant une forme de double trapèze ne s'étendant pas latéralement au-delà des dérives des fuselages latéraux externes .
De plus, un aéronef bifuselages selon l'invention peut être utilisé pour porter , au moins partiellement au-dessus de son aile centrale , un dôme rotatif d'une instal-lation de détection et/ou de communication, en particulier d'un radar , le dôme étant soutenu par au moins deux mâts d'étais , de préférence é~uipés chacun d'au moins un vérin 3o ~ 31'~3~

télescopique , pour la correction d'incidence et/ou de l'assiette latérale e~/ou de la hauteur du d6me ~vantQgeusement , ce dernier est soutenu par deux paires de mâts en V inversé , prenant appui sur les fuselages latéraux.
En outre, comme dej~ évoqué ci-dessus , un svion de type bifuselages selon l'invention et dont la surface portan te arrière est constituee de deux empennages separés , peut consti~uer un avion-porteur , formant le premier étage d'un ensem~le à plusieurs étages et supportant, entre les deux fuselages et au-dessus des extrados de son plan canard et de son aile centrale , au moins un autre aéronef , du type navette spatiale et/ou fusée , et/ou avion-fusée ou engin au moins supersonique , formant le dernier étage de l'ensemble et lui-même supporté , le cas échéant , par au moins un étage intermédiaire de lancement, d'accélération et éventuellement de mise en orbite , agencé en fusée et/ou avion et/ou avion-fusée et/ou en engin au moins supersoni-que.Compte-tenu du poids qu'un tel avion-porteur aura a supporter au décollage, et de la présence et du volume de la charge, il comprend avantageusement une aile centrale basse et/ou un plan canard bas qui est ou sont équipés d'au moins un chariot de décollage larguable .
Dans une forme preférée de réalisation, I'avion-porteur supporte un second étage, destiné éven-tuellement à supporter lui-même un lanceur spatial et/ou un véhicule orbital , du type fusée porte-satelitte et/ou na-vette spatiale , et agencé en avion, avion-fusée ou engin à
aile delta élancée , de préférence munie d'élevons au bord de fuite et d'au moins une dérive centrale et/ou latérale , sup~rieure et/ou inférieure, et portant en saillie sous l'avant de son intrados un empennage avant en V inversé, constituant deux mâts de support sur l'extrsdos du plan ca-nard avant , et , en saillie sous l'arrière de son intrados, une quille ventrsle double , éventuellement équipée d'au ~ 3 ~ 3 ~
moins une gouverne de direction, constituant deux mâ[s de ~upport sur l'extrados de l'aile centrale, I'aile delta élancée se prolongeRnt par un apex formant berceau pour le lanceur spatial et/ou véhicule orbital , et étant équipée d'un ensemble propulsif comprenant au moins un statoréae-teur et/ou turboréacteur et/ou au moins un moteur fusee b poudre ou à propergol liquide .
De plus, cet avion-porteur peut supporter un troi-sième étage, destiné à éventuellement supporter lui-même un véhicule orbital , du type navette spatiale , et agencé en fusée comportant ~ I'arrière un bloc amovible de moteurs-fusées ,qui est caréné vers l'arrière par une coiffe lar-guable formant réservoir de carburant, et en avant duquel la fusée comporte au moins un étage réservoir larguable , la fusée étant raccordée au second étage par au moins un réser-voir profile.de raccordement , à formes complémentaires, en-tre la partie ventrale et cylindri4ue de la fusée et un berceau de support sur le second étage .
L'avion-porteur peut enfin supporter un quatrième étage , du type navette spatiale , supporté par un troisième etage et cornportant un bloc arrière amovible de moteurs-fusées qui est caréné vers l'arrière par une coiffe largua-ble formant réservoir de carburant , et surmontée d'une dérive centrale, la navette étant raccordée au troisième étage par au moins un réservoir profilé de raccordement , à
forrnes complémentaires entre l'intrados sensiblement plan de la navette et la partie dorsale du troisième étage.
En variante, le quatrième étage, du type navette spatiale , peut être monté à l'.extrémit~ avant de la fusée et présenter une voilure delta simple ou double dont les ex-trémités latérales sont pourvues d'ailettes pivotantes à in-clinaison réglable entre une position basse , uans laquelle elles constituent des mats d'intrados de support sur I'extrados du plan canard de l'avion porteur, et une posi-tion haute dans laquelle elles constituent des dérives ~ J.~3 ~

d'extrados, pour le retour dans l'atmosphère, en ~in de mission. L'ensemble des étages deux, trois et quatre constitue, après séparation de l'avion-porteur, un engin de lancement au moins supersonique, également pourvu de trois surfaces portantes positives. L'étage deux dispose de l'aile princlpale avec apex, et de l'empennage canard avant en V inversé. L'étage quatre forme un empennage arrière grâce à une aile élancée plus petite, située en position tandem surélevée.
lo On peut ainsi réaliser, ~ moindre coût, et dans des temps de développement et de mise au point très courts, un ensemble de satellisation et/ou de mise en orbite dont pratiquement tous les éléments sont récupérables et réutilisables.
L'invention sera mieux comprise, et d'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à
la lecture de la description donnée ci-dessous à titre non-limitatif de plusieurs exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels:
Les figures 1, 2 et 3 représentent des vues respectivement de face, en plan et en coupe selon A-B de la figure précédente, d'un avion bifuselage et bimoteur, à plan ` fixe arrière débordant à grand allongement, et avec au moins une quille arrière pour protéger les hélices d'un propfan et pourvues éventuellement de gouvernes de direction supplémentaires;
Les figures 4, 5 et 6 sont des vues analogues aux figures 1 à 3 de l'exemple précédent et représentent un avion bifuselage quadriréacteur à fuselages rapporchés grâce à une aile centrale en double trapèze;
Les figures 7, 8 et 9 sont des vues analogues aux figures 1 à 3 pour un avion bifuselage et trimoteur dont les moteurs latéraux sont dans les pointes arrière des fuselages et le moteur central en épaulement sur l'aile centrale en double trapèze;

:

^`, ~ ,, 13~3~ ~
Les figures 10, 11 et 12 sont des vues analogues aux figures I ~ 3 pour un second exernple d~avion bifuseln-ge et trimoteur dont les moteurs latéraux sont sur les tlancs internes des fuselages, et le moteur central au mi-lieù de l'extrados sur l'aile centrale en double-trapèze;
Les figures 13, 14 et 15 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un troisième exemple d'avion bifuse-lage et trimoteur Les figures 16, 17 et 18 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un second exemple d'avion bifusela-ge et quatrimoteur Les figures 19 , 2~ et 21 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un exemple d'avion bifuselage à cinq moteurs ;
Les figures 2~, 23 et 24 sont trois vues analogues aux figures I à 3 pour un exemple d'avion bifuselage qua-drimoteur surmonté d'un dôme rotatif logeant une antenne radar ;
Les figures 25, 26 et 27 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un svion bifuselage à six moteurs, faisant fonction d'avion porteur d'un système de lancement de sfltellites et/ou de mise en orbite à quatre étages , Les figures 28, 29 et 3~ sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un avion trifuselage et trimoteur , Les figures 31, 32 et 33 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un hydravion géant catamaran à neuf réacteurs , et Les figures 34 , 35 et 36 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un hydravion géant trimaran à douze moteurs .
Sur les figures I à 3 , on a représenté un avion bifuselage , dont les deux fuselages I , identiques et pa-rallèles l'un à l'autre , sont similaires d'un fuselage d'avion moyen courrier et sont rigidement reliés l'un à
l'autre par les éléments de trois surfaces portantes . De 3~

~ C~ a 3 ~

l'avant vers l'arrière de chaque Euselage 1, la première surface portante est un plan canard 2, de forme sensiblement rectangulaire, qui est encastré dans les flancs internes des pointes avant la de forme évolutive, des deux fuselages 1, sans déborder ~ l'extérieur de ces derniers. On obtient ainsi un effet de tunnel et de taille de guêpe avec les deux fuselages 1, entre lesquels les filets d'air balayant le plan canard avant 2 sont canalisés. La seconde surface portante est une surface principale constituée d'une aile centrale 3, de forme en plan rectangulaire, s'étendant entre les deux fuselages 1 qu'elle relie rigidement l'un à
l'autre, et la surface portante principale, en position basse, se prolonge à l'extérieur des deux fuselages 1 par deux ailes latérales 4, qui sont chacune une aile trapézoïdale similaire à celles montées sur un avion moyen courrier et dont le bord d'attaque et le bord de fuite présentent une flèche positive. L'aile centrale 3, ~ui relie l'une à l'autre les parties sensiblement médianes des deux fuselages 1, se raccorde à chacun de ces derniers par une nervure d'encastrement 3a ayant sensiblement le même profil et les même dimensions longitudinales que la nervure d'encastrement 4a de chacune des ailes latérales 4 sur le fuselage 1 correspondant. La troisième surface portante est constituée par l'empennage arrière, comprenant un plan fixe arrière 5, qui est encastré sur les deux dérives 6, sensiblement au quart inférieur de la hauteur de celles-ci, dont chacune surmonte la pointe arrière de l'un des fuselages 1, et est une dérive munie d'une gouverne de direction double 6a. Le plan arrière fixe 5, qui relie rigidement l'une à l'autre les deux dérives 6, et, par leur intermédiaire, les deux pointes arrière des fuselages 1 s'étend à un niveau légèrement supérieur aux parties dorsales de ces fuselages 1, et bien supérieur à celui du plan canard 2, lui même à un niveau voisin ou similaire à
celui de la voilure principale 3,4 basse. Le .~

3 ~
plan fixe arrière 5 comprend une partie centrale Sa, rec-tangulaire , s'étendant entre les deux dérives 6, et deux parties latérales externes Sb , dont chacune s'étend laté-ralement à l'extérieur de l'une des dérives 6 , et présen-te une forme trapézoidale avec un bord d'attaque a flèche positive et un bord de fuite dans le prolonyement de celui de la partie centrale 5a , c'est-à-dire sensiblement per-pendiculaire au plan longitudinal et médian de l'avion, comme cela est également le cas des bords d'attaque et des bords de fuite du plan canard avant 2 et de l'aile centrale 3. La partie centrale 5a et les parties latérales externes 5b du plan fixe arrière 5 sont à portance positive, ainsi d'ailleurs que le plan canard avant 2 et la voilure princi-pale 3, 4 . Le plan canard avant 2 et le plan fixe arrière constituent respectivement un empennage avant et un empennage arrière , et ont leur bord de fuite équipé de gouvernes de profondeur.De plus,les bords d'attaque des trois surfaces portantes sont équipés de becs mobiles et la bord de fuite de l'aile principale 3 est équipé de volets de courbure de grande dimension.Les ailes latérales exter-nes 4 sont équipées , de manière bien connue, de becs sur leur bord d'attaque et, sur leurs bords de fuite ,d'aile-rons et de volets de courbure.Des volets de courbure peu-vent également équiper le bord de fuite du plan canard avant 2.De plus, des aérofreins peuvent également être pré-vus sur les ailes externes 4.En outre ,les saumons d'ailes classiques peuvent être remplacés par des dispositifs com-portant une extrémité marginale , en forme de delta tronqué
4b qui est recourbée vers le bas , pour diminuer les insta-bilités tourbillonnaires en bout d'aile .Les bouts libres des parties latérales externes 5b du plan fixe arrière 5 sont également munis d'extrémités en delta tronqué
5c,recourbées vers le bas,et similaires à celles 4b des ai-les 4.La propulsion est assurée par deux moteurq , qui sont des turbopropulseurs du type"propfan" ou "UDF " ou autres, c'est-à-dire à deux rotors contrarotatifs et décalés axia-lement , avec des hélices en forme de cimeterres et recourbées vers l'arrière. Ces deux turbopropulseurs 7 sont ~3~3~
montés chacurl dans 1~ pointe arrière d'un fuselage 1 . Ces aeux turbopropulseurs 7 sont rnontés de sorte que l'axe longitudinal de chacun soit légèrernent incliné de 5 à 7 environ sur l'sxe du fuselage I correspondant, de sorte que les axes des deux moteurs 7 convergent l'un vers l'autre et se coupent vers l'avant de l'avion, ce qui présente deux avantages : la panne de l'un des moteurs n'entra~ne pas un grand déséquilibre autour de l'axe de lacet ni autour de I'axe de roulis, et chaque moteur 7, ainsi que les deux fu-selages I , les deux dérives 6 et le plan fixe arrière 5 sont à l'abri de projections d'hélices ou d'autres parties provenant de l'autre moteur 7. A noter encore que les deux rotors à hélices de chacun des moteurs 7 sont en arrière du bord de fuite de la gouverne de direction 6a correspondante Chacun des deux moteurs 7 est alimenté en air par deux entrées d'air latérales 8 , de forme triangulaire , qui sont en saillie sur les flancs interne et externe de la partie arrière de chaque fuselage I , de part et d'autre du pied de la dérive 6 correspondante . On notera que ces en-trées d'air 8 occupent la place occupée par des mâts de sup-port en porte-à-faux des réacteurs sur des avions moyens courriers connus. Ces entrées d'air 8 sont donc dégagées du sillage perturbé de l'aile centrale 3 5 ainsi que du plan canard avant 2, au moins pour ce qui concerne les entrées d'air 8 en saillie sur les flancs externes des fuselages I
Ces derniers portent en outre~sous les entrées d'air 8 , au moins une béquille escamotable 9 fix~e sous au moins une dérive ventrale 10 munie d'une gouverne de direction lOa, et , qui assure la protection des hélices des moteurs 7 et de la pointe arrière des fuselages , lorsque l'avion est en position cabrée sur une piste, au décollage ou à
l'atterrissage . L'avion est équip~ de quatre atterrisseurs principaux 11 et de deux atterisseurs avant 12. Les quatre atterrisseurs principaux 11 sont des atterisseurs latéraux, pivotant sous les ailes 3 et 4 et, se rétractant chacun 131~3~
sous l'un des deux fuselages 1. Par rapport à un fuselage classique d'avion moyen courrier , c~laque fuselage I est prolongé par l'addition d~un élément de fuselage cylindri-que Ib , rajouté derrière la p Q rtie avant évolutive la , dans laquelle est aménage le poste d~équipage dans le fuse-lage gauche . Le plan canard avant 2, d'une envergure infé-rieure mais d'une profondeur supérieure à celles du plan arrière fixe 5, s'encastre si nécessaire dans les flancs internes de ces tronsons de fuselage supplémentaires Ib.
La coopération des deux fuselages I et des trois surfaces portsntes positives 2 , 3-4 et 5, agencée en une structure rigide en deux rectangles, assure un effet de tun-nel entre les deux fuselages I doublé d'un effet de fente en-tre les trois surfaces portantes , décalées à des niveaux différents . Il en résulte une hypersustentation poussée, au-torisant des atterrissages et décollages courts, ainsi que ~es montées avec une pente élevée ~ des altitudes de croi-sière très hautes . On notera également que le dégagement des moteurs 7 vis-à-vis du sol est renforcé psr le fait que l'axe de chaque moteur 7 est également incliné vers l'avflnt et vers le bas , ce qui a pour effet de diminuer le couple piqueur engendré par la position surélevée de chaque moteur 7 . En outre , la position des moteurs a pour effet de sup-primer toute propagation du bruit en cabine . Enfin, le profilage de chaque moteur 7 sur la pointe arrière des fu-selages I réduit la trainée et rend minimales les interac-tions avec le plan arrière fixe 5 et les dérives 6 .
En variante , il est possible de remplscer chaque moteur 7 par deux réacteurs montes en porte-à-faux sur les flancs interne et externe de la partie arrière de chaque fu-selage , et d'équiper chaque dérive d'un empennage arrière indépendant de l'autre fuselage et de l'autre dérive , avec un plan fixe à mi-hauteur de la dérive , comme cela est bien connu sur les avions moyens courriers. On obtient ainsi un avion bifuselage quadriréacteur 3 deux ernpennages ar-~3~3~

rière indépendants , mais porteurs, le plan canard avant etl'aile centrale pouvant avoir, comme dans l'exemple précé-dent, des profils dits "supercritiques" .
Sur une seconde variante , on peut conserver les deux moteurs en porte-à-faux sur la partie arrière de chaque fuselage , et de part et d'autre du pied de la dérive corres-pondante , mais remplacer les deux empennages arrière indé-pendants par un seul empennage arrière à plan fixe rectangulaire dans sa partie centrale et trapézoidale dans chacune de ses deux parties latérales externes .
Sur une troisième variante , les deux parties la-térales externes trapézoidales du plan fixe arrière peu-vent être supprimées , mais il convient alors d'augmenter la profondeur du plan fixe arrière central , qui ne déborde pas à l'extérieur des deux dérives.Dans ce cas, il est pos-sible de donner au plan fixe arrière une forme en double trapèze symétrique par rapport au plan longitudinal et mé-dian de l'avion, et présentant une pointe triangulaire vers l'avant . Ce plan fixe arrière en double trapèze, pro-fond et court, sans éléments externes trapézoidaux , peut supporter, en nacelle sous son intrados et en avant de son bord d'attaque, un réacteur central , suspendu au centre du plan fixe arrière , dans sa partie de profondeur maximale .
Deux réacteurs latéraux peuvent être supportés chacun en porte-à-faux sur le flanc interne d'une partie arrière de fuselage en étant simultanément suspendus SOU9 l'intrados du plan fixe arrière . Mais il est également possible que chacun desdits réacteurs latéraux soit intégre dans la pointe arrière de l'un des fuselages , avec des ca-potages longs , en conservant l'inclinaison de l'axe de chaque réacteur vers l'avant et vers le bas et de sorte que les axes des réacteurs convergent, comme décrit ci-dessus.
Chaque dérive 6 est prolongée, sous la partie arrière correspondante du fuselage 1, par au moins une quille ventrale arrière 10 qui, ainsi que le moteur 7 cor-13~3~ `
respondant, est protégée par au moins une béquille arrière9 . L8 OU les quilles ventrales arrière sont efficaces pour annihiler 1e roulis hollandsis et supportent les gouvernes ae direction supplémentaires lOa. Enfin, les entrées d'air des moteurs peuvent être ménagées en ares de cercle plaqués à mi-hauteur sur les flancs des fuselages.
Dans une autre variante encore, I'aile centrsle rectangulaire 3 de l'exemple ci-dessus peut être remplacée par une aile toujours rectangulaire mais de plus grande profondeur , dont l'envergure peut être plus courte , ce qui permet un rapprochement des deux fuselages , le bord d~attaque de l'aile centrale étant alors nettement en avant des jonctions des bords d'attaque des ailes latérales avec les fuselages . Dans la partie avant et au milieu de l'aile centrale, un fusesu central peut être aménagé en surépais-seur sur l'intrados de cette aile centrale pour loger un atterrisseur principal et central supplérnentaire , néces-saire pour assurer une répartition homogène longitudinsle et transversale du poids des structures au sol , dsns la même mesure que la réparation homogène des charges assurée par les trois surfaces portantes en vol . Dans ce cas, du fait du rapprochement des deux fuselages , la plus faible envergure du plan canard avant est compensée par une aug-mentation de sa profondeur .
Un tel plan canard avant 22 de plus grande profon-~eur mais de plus faible envergure , se retrouve sur l'avion .
~ifuselage representé sur les figures 4 à 6, et qui présente de nombreuses caractéristiques comnunes avec I'exemple des figures I à 3 . Sur le plan de la propulsion, il s'en diffé-rencie par le fait qu'il comporte quatre réacteurs 27 montés en porte-à-faux sur les f!ancs interne et externe de la par-tie arrière des deux fuselages 21. Une autre différence , qui est essentielle, est que l'aile centrale 23 a la forme d'un double trapèze de grande profondeur~ dont l'envergure est plus courte que dans l'exemple des figures I à 3, pour permettre 13~3~

une liaison plu5 rapprochée des deux fuselages 21.1.e bord de fuiLe de l'aile cen~rale 23 est perpendiculaire flUX axes lon-gitudinaux des fuselages 21, tandis que son bord d'att0que , constitue par l'avant de la pointe triangulaire avant de cet-te aile centrale 23 , présente une flèche positive , supé-rieure à ~la flèche positive moyenne des bords d'attaque aes deux ailes latérales externes 24. Le plan fixe 25 a la même forme et sensiblement la même structure que dans l'exemple précédent, en étant encastré sur les deux dérives 26. Pour contrer les phénomènes aéro-elastiques qui peuvent se développer sur la pointe avant triangulaire de l'aile centrale 23, cette pointe centrale est équipée d'un fusesu central 28, en porte-à-faux sous l'intrados de 1 18i le centrale 23 , et dans lequel s'escamote un atterrisseur celltral principal supplémentsire 29 , dont la présence est nécessaire pour compenser l'augmentstion de poids total , et dont les effets s'ajoutent à ceux des autres atterrisseurs principaux 30 et des deux at-terrisseurs avant 31.
Par rapport à l'exemple des figures I à 3, le rap-prochement des deux fuselages 21, I'augmentation de la pro-fondeur du plan canard avant 22 et de l'aile centrale 23, ainsi que la forme en double trapèze de celle-ci, et la pré-sence des deux réacteurs 27 en porte-à-faux sur les flancs internes des fuselages 21, et donc entre ces derniers, svec àes entrées d'air au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 23 , coopèrent pour amplifier les effets de tunnel et de fente , et pour assurer une aspiration par les deux moteùrs internes 27 de l'extrados du plan canard avant 22 et de l'aile centrale 23, de sorte que cette réalisation procure une hypersustentation nettement améliorée par rapport à celle du premier exemple des figures I à 3 . Pour le reste, le qua-driréacteur des figures 4 à 6, qui n'a pas besoin de béquille de queue ni de quille ventrale , présente sensiblement la mê-me structure que le bimoteur des figures I à 3 .

~1 ~ 3 ;~

A noter cependant qu'un réservoir supplémentaire de carburant peut être aménag~ dans la pointe triangulaire avant de l'aile centrale 23. En variante, chaque couple de deux réacteurs monté en porte-à-aux sur l'arrière d'un fuselage peut être remplacét comme dans l'exemple des figu-res 1 à 3, par un unique réacteur de plus grande puissance intégré dans la partie arrière de chaque fuselage avec des capotages courts, les entrées d'air pouvant être identiques à celles repérées en 8 sur les figures 1 à 3. Dans une autre lo variante, les deux réacteurs 27 en porte-à-faux sur les flancs externes des parties arrière des fuselages 2~ peuvent être supprimés, tandis ~ue les réacteurs en porte-à-faux sur les flancs internes sont remplacés par deux réacteurs plus puissants qui sont simultanément suspendus chacun par l'in-termédiaire d'un mât sensiblement vertical à l'intrados duplan fixe arrière, en position surbaissée, à un niveau juste inférieur à celui du pied des dérives. Dans une autre variante encore, et comme dans l'exemple des figures 1 à 3, chaque paire de réacteurs en porte-à-faux à l'arrière d'un fuselage est remplacée par un turbopropulseur du type "Propfan" ou "UDF"* implanté dans la pointe arrière du fuselage correspondant.
Dans ces différentes variantes à aile cen-trale en forme de douhle trapèze, l'intrados est sensiblement plat et horizontal, en coupe transversale, et l'épaisseur de cette aile centrale augmente de ses emplantures sur les fuselages vers son milieu, ou elle présente la plus grande profondeur.
Il en résulte qu'en coupe t~ansversale, l'extrados de l'aile centrale présente la forme d'un V inversé et très ouvert, de sorte que le sillage de l'aile centrale est également un sillage en V inversé très ouvert, qui, aux angles d'inciden-ces élevés de l'avion, ne provoque un effet de masque que sur la partie centrale du plan arrière fixe. De ce fait, l'efficacité de l'empennage arrière n'est pas profondément affectée pendant les configurations critiques de vol de l'avion.

,,~,, ~31/~3~
L'avion bifuselage trireacteur représenté sur les figures 7 à 9 présente de nombreuses caractéristiques en com-mun avec les deux exemples décrits ci-dessus en référence aux figures 1 à 6 . Il a en particulier en commun avec le pre-mier exemple des figures 1 à 3 qu'un moteur 47 soit intégré
dans la partie arrière de chaque fuselage 41 , avec des capo-tages cou~ts. Mais chaque moteur 47 est dans ce cas un réac-taur de for~e poussée, alimenté par deux prises d'air latérales 48 , chacune en forme d'arc de cercle et en saillie sur la partie supérieure de la pointe arrière du fuselage 41, l'une sur le flanc interne et l'autre sur le flanc externe , de part et d'autre de la dérive 46 correspondante , chaque prise d'air 48 présentant vers l'avant une ouverture en arc de cercle . Du second exemple des figures 4 à 6, on retrouve une aile centrale 43 en forme de double trapèze et dont la pointe triangulaire avant suppor~e un fuseau central 49 , en surépaisseur sur l'intrados et dans lequel s'escamote un at-terrisseur principal et central supplémentaire 50. Dans cet exemple , le bord d'attaque de l'aile centrale 43 garde une flèche positive supérieure à la flèche moyenne des bords d'attaque des ailes latérales externes 44 ,mais le bord de fuite de l'aile centrale 43 présente une faible contrefle-flèche.Si le plan canard avant 42, les ailes latérales 44 et le plan arrière fixe 45 ont des formes analogues aux éléments correspondants des deux exemples décrits ci-des-sus , par contre ce troisième exemple s'en différencie par le fait qu'un moteur supplémentaire , en l'occurrence un réacteur 51 , est monté en position centrale en épaulement au-dessus de la pointe avant de l'aile centrale 43 , et en avant du bord d'attaque de celle-ci .Ainsi installé en porte-à-faux devant le bord d'attaque de la pointe avant de l'aile centrale 43 en delta tronqué,juste au-dessus de l'atterrisseur central supplémentaire 50, ce réacteur cen-tral 51 permet de combattre les phénomènes d'aéroélasticité
Il exerce une forte action de soufflage sur toute la zone centrale de l'extrados de l'aile 43,surtout si le réacteur 131~3~
51 est du type ~ clouble flux à haut taux de dilution Simultanérnent , il produit un effet d'aspiration intense sur l'extrados du plan canard avant 42 , ce qui retarde, aux grandes incidences , le décrochement des filets d'air sur les zones centrales de ces deux surfaces portantes ~ornme le plan canard 42 est encastré dans les parties avant des deux fuselages 41 de sorte que son extrados af-fleure le niveau du plancher de la cabine de ces fusel6ges ou est légèrement en-dessous de ce niveau, le plan canard 42 ne se trouve pas suffisamment au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 43, en position basse, pour que le sillage au bord de fuite du plan cansrd 42 puisse engendrer des phénomènes de pompage dans l'entrée d'air du réacteur central 51. De plus, la position relativement en avant du réacteur central 51 est compensée par la position très en arrière des réacteurs la~eraux 47 , dans les pointes extrêmes arrière des fuselages 41. Il en résulte une grande stabilité d'équilibre en tanguage . En outre , sous la dérive 46, chaque fuselage 41 est équipé d'au moins une quille inférieure arrière 52, anti-roulis hollandais,qui est équipée d'une gouverne de direction supplémentaire 53, et qui supporte une béquille arrière 54 de protection du réacteur d'extrémité 47 correspondant et de la quille 52.
L'avion bifuselage représenté sur les figures lO à
12 est un autre exemple de triréacteur , qui présente de nombreuses caractéristiques communes avec les deuxième et troisième exemples décrits ci-dessus en référence aux figures

4 à 9 . Du second exemple , cette réalisation conserve les ~eux fuselages 61, le plan canard avant 62 , les deux ailes latérales 64, ainsi que les deux seuls réacteurs 67 en porte-à-faux chscun sur le flanc interne de l'un des deux fuselages 61, et donc ainsi disposés entre ces derniers . Mais, dans cet exemple , chacun de ces deux réacteurs 67 est de plus suspendu sous l'intrados de la partie centrale rectangulaire 65a du plan supérieur 65 par l'interm~diaire d'un mât verti-~ 3 ~ , ci cal 68 qui positionne le moteur 67 correspondant en avant dubord d'a-ttaque du plan fixe arrière 65. Ce dernier, comme les exemples précédents, comprend des parties latérales externes 65b, qui sont des eléments trapézoidaux, à bord d'attaque en flèche positive et ~ bord de fuite dans le prolongement de celui de la partie centrale 65a.
Eventuellement celle ci se remplace par un plan fixe cen-tral en double trapèze 73 a flèche positive dont les bords d'attaque et de fuite prolongent ceux des parties latérales externes 65b. Il en résulte des augmentations de surfaces et de profondeurs, capables de mieux soutenir les réacteurs 67. Dans le but d'accroitre les nombres de Mach des vitesses d'utilisations en croisière, le plan canard 72 prend lui aussi une forme en double trapèze mais creuse avec une double flèche négative symétrique par rapport au plan longitudinal médian de l'aéronef; son augmentation de surface, qui compense celle du plan fixe 73, procure des encastrements plus profonds sur les pointes avant des fuselages latéraux 61. Ces formes double fleches opposées pour les deux empennages avant et arrière augmentent les épaisseurs relatives de leur caissons structuraux et de leurs bords d'attaque, d'une part pour accroitre leurs robustesses et d'autre part pour réduire l'intensité des décrochements des filets d'air sur ces bords d'attaques. En outre l'opposition des dièdres et des flèches, éloigné au maximum les sillages des parties centrales creuses surbaissées du plan canard 72, de l'entrée d'air surélevée et reculée du réacteur central 71, ou du plan fixe central 73. Du troisième exemple, on peut retrouver une ou deux quilles inférieures arrière, anti-roulis hollandais, avec leurs gouvernes de direction, et des béquilles arrière de protection, mais on retrouve surtout une ai~e centrale 63 en double trapbze, avec bord de fuite en contre-flèche, un fuseau central 69 en surépaisseur sous l'intrados de la , ._ 13~35 pointe a~ant de cette aile 63, pour loger en vol l'atterrisseur principal et central supplémentaire 70, et enfin avec le troisième réacteur 71, en position centrale.
Mais, à la différence du troisième exemple, le réacteur central 71 est disposé en nacelle au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 63, sensiblement au-dessus de la moitié
arrière de la pro~ondeur de celle-ci. La ~ixation du réacteur central 71 à l'extrados de l'aile centrale 63 est assurée à l'aide d'un petit mât vertical suffisamment haut pour que l'entree dlair de ce réacteur soit à l'abri des décrochements des ~ilets d'air sur l'extrados de cette aile, au-del~ de son incidence maximale. La tuy~re de sortie de ce reacteur central 71 est un peu en avant du bord de fuite de l'aile centrale 63. Cette disposition permet d'éviter un vieillissement rapide de structure qu'on peut craindre lorsqu'un réacteur est monté en porte-à-faux, comme c'est le - cas dans le troisième exemple. De plus, cette disposition du réacteur central 71 est favorable pour soustraire le plan fixe arrière 65 au c~ne de fatigue sonore emis par la tuy~re de sortie du réacteur 71. Par rapport b l'exemple précédent, le recul du réacteur central 71 sur la partie arrière de l'aile centrale 63 supprime le centrage à vide trop décalé vers l'avant obtenu avec le moteur sur la pointe avant de l'aile delta tronquée de l'exemple des figures 7 9, mais . ~ .. . . ... . ... ... . ... .. . . _ . . ... . . . . . ......

- 13~3~

I'fltterrisseur principal et central 70 derneure toujours à la mêrne place , b l'intrados e~ sur le bord d'attaque de cette pointe avant, pour y faire office de contrepoids . Le meil-Ieur centrage à vide permet de maintenir les réscteurs l~té-`raux 67 sur les flancs internes des parties arrière des deux fuselages 61, avec l'assistance de la suspension par les mâts 68 sous l'intrados de la partie centrale 65a du plan fixe ar-rière 65, qui peut être décalé vers l'avant . Ceci est obtenu au prix de modifications de structure moins importantes que celles exigées par l'intégration des moteurs dans les pointes arrière des fuselages. De plus, le décalage du ré0cteur central 71 en avant des réacteurs latéraux 67 élimine les risques d'endommagement mutuel en cha1ne . ~ême si son mât de support est détruit , le réacteur central 71 tornbe derri~re le bord de fuite de l'aile centrals 63 sans endomm~ger les réacteurs latéraux 67. En outre, les trois réacteurs 67 et 71 sont regroupés entre les deux fuselages 61, qui font office de tunnel , dans lequel les trois entrées d'air engendrent une forte aspiration sur l'aile centrale 63 et même sur le plan canard avant 62. Les effets de souffle plus groupés améliorent le rendement de fente entre l'aile centrale 63 et le plan fixe arrière 65, et cette implantation des moteurs procure le maximum d'avantages en ce qui concerne la portance et l'hypersustentation, qui sont très dévelop-pées , une plus grande sécurité et robustesse, un couple de déséquilibre minimum en cas de panne d'un moteur latéral 67, des coûts de transformation peu élevés , du fait des modifica-tions réduites , notamment sur les fuselages, et enfin des ~missions minimales des bruits et rayonnements infrarouges, du fait de la présence des fuselages 61 formant écrans laté-raux, de l'aile principale 63 et du plan canard avQnt 62 formant écran vers le bas et vers l'avant . En particulier, la réduction d'émission de bruit vers l'avant est assur~e Iorsque le pilote affiche une assiette d'environ 7, entre le cabré au décollage et la fin de la montée à forte pente, fa-cilitée par la forte hypersustentation de cette réalisation.

~6 ,' .

l3~a3~

Sur l'avion biuselage et trimoteur repr~senté
sur les figures 13 à 15 , on re~rouve deux fu~elage~ iden-tiquas 81, mais cette foi~ du type de~ fuselages très lar-ges , d'avions de tr~3 grandes capacités comportant de ~ à
lo sièges de front avec deux allees de circulation pour 1~B
passagers , à partie avan~ rallongée , qul son~ rigidement relies l'un à l'au~re par un plan canard avant rectan-gulaire ~2, avec emplantures en position ~en~iblsment m~
diane sur les deux fuselage~ 81, une aile centrale 83 en double trapèze et de grande profondeur, en po~ition basse, et enfin un plan arriere f~xq ~5, encastré sensiblement au tier~ inérieur sur ; le~ dérives 86 , et comportant entre ces dernière~,une partie centrale rectangulaire 85a et, la-téralement à l'extérieur des dérives , des parties latéra-le~ externes 85b, de forme trap~o-idale . Comme dans le~
exemples pré~dents, la ~urface portante principale est complètée p~r deux ailes lat~rales externe~ 84 , du type de celle~ équipant le~ avion~ à très grande capacité, et les trois ~ur~aces p~rtante~ ainsi cQmbinées aux deux fu-selages 81 ~ont chacune à portance positive . La pointe avant triangu].aire de l'alle centrale a3 en double tra~èze pr~sente un bord d'attaque en flèche positive, 3ensiblement dans le prolongement de~ bords d'attaque des aile~ lat~rale~
84, tandis que le bord de fuite de l'aile centrale ~3 e~t lé-gèremant en oontrefl~che . La propul~ion est as~ur~e par deux turboréacteur3 externe~ 87 , dont chacun est suspendu en na-celle EOUB 1~ lntrados de l'une de~ ailas latérales a~ et en porte-à-faux en avant du bord d'attaque de cette aile 84, ainsi que par un troisiàme turbor~acteur 8~, en position cen-trale entre les deux fuselages ~1 , et fixé sur l'aile cen-trale 83. Dans une première variante, repr~sent~e en trait~
pleins sur les figure~ 13 à 15, ce moteur central 88 est monté en ~paulement au-des~us de l'extrados de l'aile centra le 83 et avant de son bord d'attaque, en ~tant centr~ dan~ le plan longitudinal et médian de l'avion, de ~orte que ce ~o-, ~ - 47 ~
,., 13~3~ ~

teur cen~ral 88 est supporté par un m~t sur la pointe trian-gulaire en porte-~-faux vers l~avant de l'aile centrale 83, et fait ainsi office de contrepoids ou de balourd, s'opposant aux développements de p~énomènes aéroélastiques sur cette partie avant de l'aile centrale 83.
Dans une seconde variante , le moteur central peut être implanté en 88' au-dessus de la partie arrière de l'extrados de l'aile centrale 83 et , dans ce cas, il est indiqué d'abaisser le plan arrière fixe pour l'encastrer comme indiqué en traits mixtes en 85' dans les pointes ar-rière de fuselage B1 juste en-dessous des gouvernes de di-rection 86a dont chacune est en arrière de chaque dérive ~6.
Dans une troisième variante, le turboréacteur cen-tral peut être suspendu en nacelle sous l'intrados de l'aile centrale 83 et avant de son bord d'attaque , cornme représenté en traits mixtes en 88" , et dens ce cas le plan arrière fixe peut encore être abaissé comme indiqué en 85"
, ~ensiblement à la verticale sous la position précéden-te en 85'. Le train d'atterrissage d'un tel avion peut com-porter deux atterrisseurs avant 89,dont chacun est mont~
rétractab!e sous la partie avant de chaque fuselage 81, et Ge quatre atterrisseurs principaux 90,groupés en deux pai-res d'atterrisseurs disposés de part et d'autre de cha-cun des deux fuselages 81, de sorte que deux atterris9eurs principaux sont mont~s pivotants chacun 90US une des fli les latérales 84, et que les deux autres sont montés pivotants sous l'aile central~ 83, qui présente une forte épaisseur ainsi qu'une grande profondeur , de sorte que sa capa-cité interne est suffisarnment élevée pour loger également une masse importante de cerburant . A noter à ce sujet que l'épaisseur de l'aile centrale 83 , dont l'intrados est ho-rizontal en coupe transversale , augmente progressivement b partir de ses emplantures sur les fuselages 81 jusqu'à
l'axe médian de l'avion, ce qui donne à l'extrados de cette ~a ~ 311 ~3~

aile centrale 83 une forme en V inversé très ouvert qui produit un sillage en ~ très aplati , riSquflnt de n'affecter que la partiP centrale du plan arribre fixe 85.
De même, le plan arrière fixe , ae très grand allongernent et de profondeur relativement faible, ainsi que le plsn canard avsnt a2, de faible envergure mais de grande profon-deur, ont des cspacités internes suffissmment élevées pour être utilisés au transport du carburant . Par l'effet d'un ~ransfert de carburant entre les réservoirs logés d'une part dans le plan canard 82 d'autre part dans le plan arrière 85, il est possible d'assurer un centrage optimsl de l'avion, et donc d'améliorer considérablement son rayon d'sction.
Une version quadriréscteur d'un tel appareil est re-présentée sur les figures 16 à 18. Dans cette version, les ceux fuselages 101 sont nettement plus longs et plus écar-tés l'un de l'autre que dans l'exemple précédent, bien que l'aile centrale 103 soit également en double trapèze, à
bord d'attaque en flèche positive et dans le prolongement des bords d'attsque des ailes latérsles 104, et à bord de fuite en légère contre-flèche . Ceci est rendu nécessai-re psr le fait que les deux turboréacteurs sutres que ceux montés en 107 , suspendus sous l'intrsdos des ailes latérs-les 104 et avsnt de leur bord de fuite , sont deux réac-teurs centrsux 108 montés symétriquement l'un de l'autre psr rspport su plan longitudinul et médian de l'avion, qui pssse par l'axe de plus grande profondeur de l'sile centrale 103 . En conséquence, I'envergure du pisn csnard avant 102 et l'allongement de la partie centrale rectsngu-laire 105a du plan arrière fixe 105 s'en trouvent sugment~s d'autant . Dans cet exemple également,lorsque les deux moteurs centraux 108 sont montés en épaulernent au-oessus de I'extrudos de 1' 8i le centrale 1~3 et en porte-à-faux en ~vant de son bord d'attaque, le plan arrière fixe 105 est encastré sensiblement entre le quart inférieur et le tiers ,., ,., ~ ~9 :' ., .. . .

~ 3~ ~ ~3~
inférieur de la hauteur des dérives 106, tandis que si les deux moteurs centraux sont irnplsntés en 108', su-dessus de la partie arrière de l'extrados de l'aile centrale 103 , le plsn arribre fixe peut ê~re déplacé de fason à ~tre en-castré en 105' sur les pointes Hrrière de fuselage 101, juste en-dessous des gouvernes de direction 106a ,à
l'arribre des dérives 106 , comme indiqué en traits mixtes De meme, lorsque les deux moteurs centraux sont suspendus en nacelles sous l'intrados de l'aile centrale 103 et en avant de son bord d'atta4ue , comme également représenté en traits mixtes en 108" ,sur les figures 16 à 1~ , le plan arrière fixe peut encore être descendu et occuper la posi-tion qui est en 105" , sensiblement à la verticale en des-sous de la position en 105'. Pour supporter la charge supplémentaire qui lui est appliquée, du fait de la présen-ce de deux .moteurs centraux ou internes 108, le train d'stterrissage comporte un atterrisseur principal et central supplémentaire 109, qui est fixé et monté escamota-ble sous la pointe avant triangulaire de l'aile centrale 103, et peut s'escamoter dans un logement 110 ménagé dans cette pointe avant . L'aile centrale 103, à forte flèche, a de pr~férence un profil supercritique de sorte qu'elle dis-pose d'un rendement volumétrique exceptionnel , pouvant être utilisé pour loger une grande quantité de carburant .
On obtient ainsi un avion quadriréacteur très long courrier , à partir de deux biréacteurs de très grandes capacités dont les fuselages très larges seront rallongés .
A noter que la présence de deux réacteurs internes 108 as-sure une très grande aspiration et un très grand soufflage respectivement du plan canard avant 10~ et de l'aile 103 , ce qui concourt à donner à l'avion une excellente hyper-sustentation . De plus , en cas de panne de l'un des deux moteurs centr3ux 108 , la faible distance qui sépare l'autre des axes de roulis et de lacet ne provoque pas de couple dissymétrique important perturbant la stabilité au-~ 3 ~ ~aL ~ C~

tour de ces axes. Quelle que soi~ la solution adoptée pourla disposition des deux moteurs internes ou centraux 10~, on constate que ces deux moteurs sont relativement yxoupés proximité des axes de lacet et de roulis. De plus, l'extra-dos et le bord de fuite de l'empennage avant 102 sont de préférence positionnés en dessous de l'extrados et du bord d'attaque de l'aile centrale 1~3, de sorte que les sillages dûs au plan canard avant 102 passent de préférence à
l'intrados de l'aile centrale 103, lorsque les deux moteurs lo centraux 108 sont montés au-dessus de cette dernière.
Une version d'un tel avion bifuselage équipé de cinq réacteurs est représentée sur les figures 19 à 21.
Comme dans les deux exemples précédents, deux réacteurs externes 117 sont chacun montés en nacelles suspendues sous le bord d'attaque en flèche positive, et en avant de ce bord d'attaque d'une aile latérale externe 114. Les trois autres réacteurs sont des réacteurs centraux ou internes 118, disposés entre les deux fuselages 111 et fixés à l'aile centrale 113, l'un de ces moteurs internes 118 occupant une position centrale, en étant centré dans le plan longitudinal et médian de l'avion, qui passe par la corde de plus grande profondeur de l'aile centrale 113, et les deux autres moteurs internes 118 étant disposés symétriquement l'un de l'autre par rapport à ce plan. De ce fait, bien que l'aile centrale 113 soit une aile en double trapèze, à bord d'attaque présentant une ~lèche relativement prononcée et dans le prolongement des bords d'attaque des ailes latérales 114, et à bord de fuite lég~rement en contre-flèche, son envergure est plus importante que dans les deux exemples préc~dents, de sorte qu'il en est de même pour l'envergure du plan canard avant 112 et pour l'allongement du plan fixe arrière 115, ayant, entre les deux fuselages 111, une partie centrale sensiblement rectangulaixe 115a et, à 1'0xtrérieur des fuselages et/ou des dérives 116, deux parties latérales d'extrémité trapézo~dales 115b.

- ~3~3~ 1 ~ans la r~alisation représentée en traits pleins sur les fi-gures 19 à 2.1 , les trois réacteurs internes 118 sont montés en nacelles suspendues sous le bord d'attaque de 1'8i le cen-trale 113 et en avant de ce bord d'attaque , et le plan ar-rière fixe 115 est encastré dans ies pointes arrière des fuselages 111. Du fait de l'augmentation de poids due à 18 presence de trois moteurs internes , deux atterrisseurs prin-Cip8UX et centrsux supplémentaires 119 sont montés escamota-bles sous l'aile centrale 113 et se logent chscun dans l'une de deux trappes 120 aménagées dans la pointe triangulaire avant de l'aile centrale 113 , chacune entre les mâts d~ancrage sur l'aile centrale 113 du rnoteur interne 118 en position centrale et de l'un des deux autres moteurs internes.
En variante , et comme dans les deux exemples précédents, les trois moteurs internes 118 peuvent être montés cornme indiqué
en traits mixtes en 118' sur la partie arrière de l'extrados de l'aile centrale 113, et , dans ce cas , le plan fixe ar-rière peut être légèrement relevé et disposé en 115' , en étant encastré dans les pointes arrière des fuselages 111 juste en-dessous des gouvernes de direction 116a montées cha-cune en arrière de l'une des deux dérives 116 . ~ans une au-tre variante ,les trois moteurs internes peuventêtre montésen 118" (voir figures 19 et 21) en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale 113, et , dans ce .cas, le plan arrière fixe doit encore être relevé et disposé
en 115" , en position encastr~e sur les deux dérives 116 , entre sensiblement le quart inférieur et le tiers inférieur de la hauteur de ces dérives, comme représenté en traits mix-tes sur les figures 19 à 21.
En outre, pour assurer une bonne répartition lon-gitudinale et transversale des masses au sol, des atterris-seurs principaux et axiaux supplémentaires peuvent être prévus avec une structure analogue à celle de l~atterrisseur principal et central supplémentaire 119, et montés rétractables dans des soutes arribre des fuselages .~ 5~

~3~03~ ~

111, juste en arrière des atterrisseurs principaux montés pivotants sous les ailes mais rétractables dans des soutes centrales de fuselage.
L'avion représenté sur les ~igures 22 à ~ est un avion bifuselage quadriréacteur , tel que représenté sur les figures 16 à 18 et décrit ci-dessus en ré~érence à ces figures , et qui a de plus eté aménagé en plateforme volan-te de surveillance aérienne et /ou d'alerte avancée , em-portant dans ses deux fuselages 101 tous les composants et toutes les cGnsoles électroniques d'installations de télécommunication, de détection , d'identification et pour-suite, et en particulier un radar.
Cet avion supporte , au-dessus de son aile centrale 103 , un dôme 121 en forme de disque circulaire à épaisseur croissante de sa périphérie à sa partie centrale , par la-quelle ce dôme 121 est monté en rotation, autour de l'axe du disque , sur une platine de support 122 elle-m8me soutenue par deux paires de mâts d'étais 123 formant deux V inversés, ouverts d'un angle d'environ 45 , qui prennent appui sur les fuselages 101 par les extrémités écartées de leurs branches .
Chacun de ces mâts 123 est équipé d'un vérin axial télescopi-que , par exemple un vérin hydraulique à double effet qui permet de faire varier la distance séparant les deux extrémi-tés du mât 123 correspondant, et donc, par les commandes ap-propriées des quatre vérins, de régler la hauteur du dôme rotatif 121 au-dessus de l'aile centrale 103, ainsi que l'assiette latérale ou transversale et l'incidence de ce d~me 121 , afin de modifier sa position dans les trois dimensions.La présence et les réglages en position de ce dôme 121 provoquent la formation de forces de portance se dévelop-pant dans les directions les plus inattendues , qui autori-sent des changements de trajectoire de l'avion impossibles à
obtenir avec des gouvernes classiques . Il en résulte que l'avion poursuivi par des chasseurs ou des missiles pourra effectuer des manoeuvres d'évitements à accélération élevée 13 3 ~

afin d'échapper à ces menaces ~t de s'~vader par des manoeuvres brusques, que sa structure-très solide lui permet d'encaisser. De plus, si, sur les figurs 22 ~ 24, on a représenté en traits pleins la configuration avec les deux moteurs internes ou centraux 108" en nacelle en avant et sous le bord d'attaque de l'aile centrale 103, et le plan arrière fixe 105" encastré sur les pointes arrière des : fuselages lol, il est ~ien entendu possible, du fait que l'emploi des deux paires de mâts 123 en V inversés et en lo appui sur les fuselages latéraux lol dégage complètement l'extrados de l'aile centrale 103, de disposer les moteurs internes en 108' sur l'arrière de l'extrados de l'aile :.~ centrale 103, le plan arrière fixe étant alors relevé en 105' juste aux pieds des gouvernes de direction 106a, ou encore de disposer les deux moteurs internes en 108, en épaulement en avant et au-dessus du bord d'attaque de l'aile centrale 103, auquel cas le plan arrière fixe est encastré
: en 105 sur les dérives 106. Il n'en résulte aucun risque d'endommagement des mâts 123, en cas de feu d'un moteur interne 108 ou d'éclatement d'une turbine, après impact d'un ` projectile par exemple, et il n'en résulte aucune gêne pour `~ le passage des ~ets de gaZ brûlants sortants des tuyères des . moteurs internes 108 ou 108', lesquels se trouvent masquéspar la présence des fuselages latéraux lol et des trois ` 25 surfaces portantes constituées par le plan canard avant 102, ` l'aile centrale 103 et la partie centrale du plan fixe : arrière 105 ou 105'. De ce fait, la signature infrarouge de l'appareil est considérablement réduite, d'autant plus qu'en patrouille de surveillancè, à vitesse réduite, les deux moteurs externes 107 peuvent être arrêtés et de ce fait ; n'émettent pas de rayonnement infrarouge. Ceux des moteursinternes ou centraux 10~, 108' ou 108" demeurent plus ou moins masqués, et canalisés dans une zone étroite limitée entre les deux fuselages 101. ~e plus, l'effet de tunnel et l'effet de fente respectivement entre les deux fuselages lol et entre les trois sur~aces portantes .

, ., ~3~a3~
b des niveaux différents , assurent une dilution extrêmernent rapide et importante des jets de gaz chauds en sortie des tuyères dans l'air frais ainsi can 8 1 i S é . Ceci concourt éga-lement ~ diminuer la signature infrarouge de l'appareil, sauf pendant les décollages, les montees et les croisibres rapi-des, QU cours desquels les deux moteurs externes 107 fonc-tionnent . Grâce au robuste contreventement Istéral et longitudinal du dôme 121 , asauré par les deux paires de m~ta 123 , le diamètre de ce d6me rotatif 121 , qui est avantageu-sement en une matière synthétique et protège une antenne et un émetteur radsr , peut s'~tendre si nécessflire au-delb ~es flancs externes des fuselagea 101. Ceci permet l'emploi d'une antenne radar de très grande dimension améliorant la port~e et la finesse de détection. Mais de plus, un tel dôme rotatif 121 peut recouvrir les encastrements des ailes laté-rales 104 sur les fuselages 101, et notamrnent au-dessus des bords de fuite de ces ailes 104, ce qui peut permettre de di-minuer les interactions ailes-fuselages .
On obtient ainsi un avion de surveillance aérienne d'un très grand rayon d'action, d'une grande endursnce en pa-trouille , disposant de grands volumes de cabines pour le lo-gement des équipements électroniques et autorisant l'instsllation d'une part d'un équipage nombreux bénéficiant d'un bon confort, et , d'autre part , de systèmes de d~fense, par contre-mesures ou à l'aide d'armements .
Sur les figures 25 à 27 , on a représenté un système à quatre étages pour le lancement et la mise en orb;te de sa-tellites, d'une navette spatiflle et/ou de tronçons ou étages de fusées devant être utilisés pour la réalisation de sta-tions orbitales.
Le premier étage de ce système est un avion-porteur ~ifuselage , sensiblement anfllogue à ceux des exemples dé-crits ci-dessus , en r~férence aux figures 13 ~ 21 , dont il se distinyue par le fait que les deux fuselage~ 131 sont da-vantage rallongés vers l'avant et écartés latéralement l'un . .

~L 3 3L ~ ~ r3 ~

de l'autre, e-t qu'il est équipé de six réacteurs, nécessaires en raison de la charge a transporter, et dont aucun n'est monté au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 133 en double trap~ze, de grande profondeur et également de relativement grande envergure, a~in de dégager entre les deux fuselages 131 et au-dessus de l'aile centrale 133 et du plan canard avant rectangulaire 132, dont l'envergure est augmentée dans une mesure correspondante, un espace suffisant pour l'emport des trois autres étages. Il est a lo noter qu'un tel avion-porteur peut être également utilisé
pour transporter simplement d'une base à une autre un ou plusieurs des trois autres étages du système. Pour cette même raison du dégagement d'un volume suffisant entre les deux fuselages 131, une autre di~férence importante vis-à-vis des exemples précédemment décrits est que cet avion-porteur ne comporte pas de plan arrière fixe et unique, encastré sur les deux dérives 136 ou sur les deux pointes arrière des fuselages 131 pour former un unique empennage arrière, mais il comprend au contraire deux empennages arrière indépendants, de structure classique, dont chacun est monté sur la pointe arrière d'un ~uselage 131 et comporte un plan ~ixe 135' (en traits mixtes) à flèche positive e~ à petit dièdre positif, qui est encastré, dans la pointe arrière du fuselage 131 correspondant, juste sous la gouverne de direction 136a en arrière de la dérive 136 correspondante. Les deux empennages arrière independants sont chacun porteur et constituent la surface portante arrière. Comme dans les exemples précédents, deux moteurs externes 137 sont chacun monté en nacelle suspendue en avant et sous le bord d'attaque d'une aile latérale 134 qui présente une flèche similaire et s'étend presque dans le prolongement du bord d'attaque de l'aile centrale 133. Les quatre autres réacteurs 138' peuvent être groupés en deux paires de réacteurs dont chacune est associée à la partie arrière d'un ~uselage 131, les deux moteurs 138' 3~i correspondants étant montés en porte-à faux l'un sur le flanc interne et l'autre sur le flanc externe du fuselage . 131, sensiblement de part et d'autre du pied de la dérive . 136 correspondante. Les plans fixes arrière sont alors ~ 5 surélevés en position 135' représentés en trai-ts mixtes.
Dans une variante pr~férée, il est également possible de monter ces quatre réacteurs en nacelles . suspendues sous l'intrados et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale 133, comme représenté en traits pleins en lo 138, ces quatre m~teurs étant symétriques deux à deux par .` rapport au plan longitudinal et médian de l'avion, passant .~ par la corde de plus grande profondeur de l'aile centrale 133, de sorte que deux moteurs 138 sont disposés de chaque côté de la pointe avant triangulaire de l'aile centrale 133, `~ 15 dans laquelle est aménagée une trappe axiale 140 de logement d'un atterrisseur central et principal double 139, monté
pivotant sous cette pointe avant, et formant contre-poids à
l'encontre des flottements aéroélastiques de cette pointe.
. Dans ce cas, pour tenir compte de l'abaissement de ces 20 quatre moteurs internes ~entre les fuselages 131), chacun des deux plans fixes arrière indépendants qui est équipé
. d'une gouverne de profondeur 135a, est implanté en position 135 surbaissée et au milieu de la hauteur de la pointe . arrière du fuselage 131, comme représenté en traits pleins ~- 25 sur les figures 25 à 27.
Pour tenir compte de l'augmentation de poids en .~ charge comme à vide de cet avion porteur, un atterrisseur avant central double et supplémentaire 141 est également monté pivotant sous le milieu du plan canard avant 132, et ~ 30 peut se loger dans une trappe axiale ménagee dans l'avant de ; l'intrados de ce plan canard 132.
~ Le second étage du système de lancement spatial ` et/ou orbital est un engin ou un avion supersonique, ou même ` hypersonique, en forme d'aile delta élancée 143, et équipé

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131l~ ~3~

d'ull ensernble propulsif combiné et triple 14~, constitu~ de trois turboréacteurs axiaux et côte à c6te entouré chacun d'un statoréacteur, I'ensernble propulsif 144 étant monté en saillie axialement sous la partie arrière et centrale de l'intrados de l'aile delta élancée 143 , de sorte que les ~uyères d'éjection de cet ensemble 144 soient en saillie à
l'arri~re su-delb d'elevons 145 , montés au bord de fuite de l'aile delta élancée 143 , et de deux dérives supérieures et latérales 146, en saillie verticalement sur l'arrière de l'ex~rados de cette aile delta 143 , et formant des cloisons marginales à l'arrière de l'aile 143 .
En variante , ce second étsge peut être un avion-fusée, également équipé d'un ou de plusieurs moteurs fusées d'accelération, à poudre ou à propergol liquide ,éventuel-lement combinés à un grand statoréacteur de propulsion principale, qui remplace l'ensemble propulsif combiné 144, et disposés dans son plan axial, ou encore latéralement Rur les côtés d'un autre grand statoréacteur axial , en étsnt eux-mêmes éventuellement combinés à deux petits ststoréac-teurs suppl~mentaires .
D'autres petits moteurs-fusées peuvent s'incorpo-rer, sur les extrémités latérales de l'aile delta 143.
Ce second étage est supporté au-dessus des extrados du plan canard avant 132 et de l'aile centrale 133 respecti-vement par un empennage avant en V inversé 147, en saillie sous l'intrados de l'aile delta 143 et comportant deux plans fixes inclinés vers le bas et vers l'ext~rieur, et formant des mâts de support sur l'extrados du plan canard 132, en étant equipé chacun ~ I'arrière d'une gouverne de direction 147a , et par une quille ventrale double 148 , également en saillie sous l'intrados de l'aile delta 143, et plus précisé-ment constituee de deux plans solidaires de la partie infé-rieure de l'ensemble propulsif 144 et inclinés vers le b~s et vers l'extérieur , en formant des mâts de support sur l'extrados de l'aile centrale 133, et en étant équipés à

~ 3 ~ 5 l'a~rlère de gouvernes de direction 148a . En~in , l'aile delta élanc~e 143 se prolonge par un apex 149 , de ~orm~
sensiblement rectangulaire ~ po~nte avan~ triangulaire , et ~ormant un berceau pour le troi3ieme étage.
Ce trol~ième étage e~t constitué par une fu~e 150 , compren~nt à l'arrière un bloc amovible 151 doté de moteurs-fusée~ 152, et , à l'avant de ce bloc amovible 151, deux ~tage~ 153 agencé~ en ré~ervoirs larguables et ~oint~ l'un a l'autre dan~ un plan transver~al 154 perpen~
diculaire à l'axe de la fusé~a 150 . Avant la séparation en~
tre la fu~ée lS0 e~ l'aile .delta élancée 143 du ~econd ~tage , la ~oltlé inférieure de forme hémi-cylindrique de la. fu~ee 150 est raccord~e a la ~ur~ace presque plane de l'apex 14g par de~ ré6ervoirs profil~s de raccordement 155,1arguable~ ou intégrés au ~econd ~tage , et de formes complémentaires , ou " karman " délimitant un berceau hémi-cylindrique concave et central pbur recevoir la fu~ee 150, entre deux flancs supérieurs .. latéraux et concave~ d~
~ .. raccordement ~ une face inférleure malntenue appliqu~e ~ur : l'apex 149 de l'aile delta élanc~e 143. De plu~, le~ mo-teurs 152 de la ~u3ee lSo sont car~n~s ver~ l'arrière par une colffe larguable 156, agencée an r~ervoir de carbu-rant pour 1~ second ktage, et qui prolonge ver~ sri~r~
le bloc des moteurs 152 et se termine en pointe ~urmont~e d'un élément d~ d~rive 157.
Enin, le quatrième étage e~t une navette ~patiale 158, à aile en double delt~ 163, dont l'intrados est sensiblement plan et dont les extrémité~ latérales portent des petltes dérives 159 en saillie ver~ le dessus de l'extrados et équi-pées de gouve~ne~ de direct~on . Cette navette spatiale 15~
e~t équipée d'un ensemble.propul~if constitué d'un bloc amo-vible de moteurs-~u6ée~ 160, en ~aillie vers l'arriere par rapport ~ l'aile en double delta, et car~n~ ver~ l'arrlere par une coiffe larguable 161 , ~galement agenc~e en ré~ervolr de carburant p~ur le ~econd ~tage "et ~urmontée d'une ;~
:

' :~ 31~ ~3~ I
dérive arrière centrale et verticale 162 . Avant la sépara tion entre la navette 15a et la fusée 15~, ces deux étages sont raccordés l'un à l'autre par des réservoirs larguables et profilés de raccordement, ou "karman " 163 , pour le quatrièrne étage, et ~ formes complémentaires ent,e l'intrados plan de la navette 158 et la rnoiti~ dorsale hemi-cylindrique de la partie arrière de la fusée IS~.
En variante , les éléments de cHrénage 156 et 161 peuvent être solidarisés l'un à l'~utre et former une uni-que coiffe -r~servoir larguable arrière et aouble à deux éléments superposés et profilés , don~ I'élément infé-rieur assure le carénage à l'arri~re des rnoteurs 152 de la fusée 150, et dont l'élément supérieur assure lè carénage vers l'arrière des moteurs 160 de la navette 158 , cette coiffe unique étant larguée d'une seule pièce, avant la sé-paration entre , d'une part , le second étage, et , u'autre part , I'ensemble constitué des troisième et qua-trième étages .
Dans une variante de réalisation , la navette spa-tiale 158 peut non pas être portée sur l'arrière de la fu-sée, mais constituer la pointe avHnt detachable de cette dernière. Dans ce cas , on peut également modifier la réalisation des ailettes 159 des extrémit~s Istérales de I ~Qi le en double delta de la navette pour qu'elles soient pivotantes et à inclinaison variable, de sorte qu'elles forment des m~ts d'intrados supportant la navette sur l'extrados du plan canard avant,avant la séparation en-tre le premier étage ou avion-porteur et le reste du systè-me ,tandis qu'elles forment des derives d'extrados facilitant le retour de 18 navette en vol plané en fin de mi ss ion.
Dans un tel système à quatre étages , le premier étage, savoir l'avion-porteur , le second étage t savoir l'engin supersonique à aile delta élancée , ainsi que le der-nier étage , savoir la navette spatiale , reviennent indépen-131 ~3~3 darrmerlt les uns des autres sur terre après cllaque lancement,et redev iennent ut; l isabl es pour un procha in lancement après des trflvaux de remise en état . Seule une ou plusieurs par-ties de la fusée, formant le troisièrne étage, peuvent rester en orbi te, éventuel lement pour lu const i tut ion d' une stat ion spatisle, mais cependant de nombreux éléments de cette fusée peuvent également être récupérés: le ou les réservoirs lar-guables, le bloc moteur ainsi que des cases d'équipements no-tamment de corrmande, contrôle et navigation . Cette solution présente donc un intérêt économique considér~ble, d'autant plus qu'elle est fscilement réal isable à partir d'éléments aé jà bien connus et fiables . Ceci permet d'élirniner les aléas de fonc~ionnement des fusées classiques à plusieurs étages, et en cas de panne de I 'un des deux premiers étages au mo ins du système de lancement à quatre étages selon I ' invention, ou en cas d'échec du lancement de la fusée du troisième etage, un retour à la base demeure possible, de préférence après vidange de certains réservoirs de certains etages dans un but de sécurité,sans compromettre les chances d'un prochain nouveau lancement, après remplacement ou rép~-ration de l'étage défaillant .
Dans un tel système, en plus de sa fonction de transport , I 'av ion-porteur du premier étage sert à Iflncer les trois autres étHges, après avoir fltteint une vitesse subsonique élevée et une al t itude supérieure à IOC)00 mètres, de sorte que I 'engin supersonique du second étage puisse en-suite accél~rer à des vitesses largement supersoniques et monter à (les altitudes élevées de 30000 à 50000 mètres, en utilisant l'oxygène atmosphérique comme comburant pour le fonctionnement de ses statoréacteurs . Une telle procédure de lancement permet de diviser sensiblement par deux le poids ~otal des second et troisième étages, car, du fait de l'altitude non négligeable ( jusqu'à 50000mètres) à partir de laquel le la fusée de I 'étsge 3 est lancée , la masse de propergol liquide quelle devra consommer est limitée, ce ~3~3~
qui permet corrélativement de limiter la masse des structu-res de la fus~e. De ce fait, le dimensionnemenl et la puis-sance propulsive du second étaye peuvent également être limités .En conséquence, le second étage est un étage intermédiaire, qui sert de berceau volant pour les troisiè-me et quatrième étages, et de renfort de structure pour la fusée du troisième étage. Ce second étage améliore consid~-rablement les performances globales, sans exiger de déve-loppement co~teux du fait que sa masse et ses dimensions réduites autorisent l'utilisation de statoréacteurs super-soniques de faible poids et volume, et du fait que la com-mande et le contrôle du lancement et du vol du second étage avec puis sans chargement peuvent être assurés par l'équipage de l'avion-porteur et/ou celui de la navette spatiale, par télécommande.
En fait, le système de lancement est constitué par la combinaison de quatre étages, dont chacun est r~alisé
avec une structure spécifique adaptée à son role spécifique Le premier étage, ou avion-porteur qui fait plus parti-culièrement l'objet de l'invention, est un avion subsonique réalisé selon la nouvelle architecture aéronautique a dou-ble fuselage et triple voilure à portance positive, comme décrit ci-dessus, et représente l'étage de ce système com-posite dont la masse est la plus importante et la construc-tion la plus économique. Compte-tenu du poids des ~rois étages supérieurs qui s'applique essentiellement sur l'aile centrale 133 et également sur le plan canard svant 132, le train de roulement de l'avion au sol est complété,pour les ~écollages, par la présente de deux chariots de décollage larguables 164, implsntés chacun de manière détachable sous I'intrados de l'aile centrale 133, sensiblement au niveau des deux éléments de la quille ventrale 148 du second éta-ge. Sur les figures 25 et 27, ces chariots de décollage larguables 164 ont été représentés schématiquement comme comportant chacun quatre paires de roues en tandem dispo-.

, .

~31~ ~3~

sées à l'intérieur des atterrisseurs principaux 165 qui serelèvent dans les fuselages 131. Deux chariots de décollage larguables peuvent ~galement être montés sous l'intrados du plan canard avant 132, au niveau des zones d'appui des plans fixes avant en V inversé 1~7 du second etage sur l'extrados de ce plan canard 132.
Sur les figures 28 à 30, on a représenté un avion trifuselage, dont les deux fuselages latéraux 171b sont identiques l'un à l'autre et reliés l'un à l'autre ainsi qu'au fuselage central 171a par trois surfaces portantes positives, disposées en tandem et à des hauteurs différentes. La surface portante avant est un plan canard 172, constitué de deux éléments 172a sensiblement trapézoidaux et symétriques l'un de l'autre par rapport à
l'axe du fuselage central 171a, et dont chacun est encastré
par son extrémité latérale e~terne dans le flanc interne de la pointe avant de forme rapidement évolutive du fuselage latéral 171b correspondant, tandis que son extrémité
latérale interne est encastrée dans le fuselage central 171a à cheval sur la pointe avant et un tronçon cylindrique 171c de fuselage rajouté derrière la pointe avant évolutive, laquelle renferme le poste d'équipage 171d, de ce fuselage central 171a ainsi prolongé vers l'avant par rapport aux deux fuselages latéraux 171b, de sorte que la position du poste d'équipage 171d en avant de ces derniers procure une bonne visibilite latérale. Les éléments trapézoidaux 172a se remplacent éventuellement par des plans canards en forme de parallélogrammes 172b dont les bords d'attaque se confondent avec ceux des éléments trapézoidaux 172a mais qui comportent des bords de fuite 172b, parallèles à ces bords d'attaques, qui procurent de meilleurs effets de fentes et d'hypersustentations permanentes. La surface portante principale comporte une aile centrale 173 et deux ailes latérales externes 17~, dont chacune est à flèche positive 131~3~

et encastrée de rnanière classique en position basse a l'extérieur d'un fuselage latéral 171b, et dont le bout d'aile porte des extrémités d'aile en delta tronqué 174b, comme déj~ décrit ci-dessus en référence aux figures 1 à 3 notamment. L'aile centrale 173 est constituée de deux ~léments trapézofdaux 173a 6ymetriques par rapport à l'axe du fuselage central 171a, et dont chacun est encastré par sa partie latérale externe en ~3.~3~

position basse dans le fuselage latéral 171b correspondant, au moyen d'une nervure d'emplanture interne plus longue vers l'avant que la nervure d'ernplanture externe de l'aile latérale 174 correspondante dsns le même fuselage latéral 171b . Par son extrémit~ lat~rale interne, de plus gran-des profondeur et épaisseur, chaque élément trspézoidal de voilure 173a de l'aile centrale 173 est encastré en posi-tion basse dans le fuselage central 171a et de sorte que Ies deux éléments de voilure 173a se prolongent l'un par I'autre sous le fuselage central, au même niveau en hau-teur que les fuseleges latéraux 171b, et de même section que ces derniers, qui sont des fuselages du type de celui d'avions moyens courriers ,avec cinq ou six siè~es de front et une seule allée de circulation,mais également rallongés par la présence de troncons de fuselages cylindriques 171e et 171f rajoùtés respectivement derrière leur pointe avant et devant les couples principaux de fixation des ailes la-térales 174.Ainsi, chaque élément de voilure 173a de l'aile centrale est à flèche positive prononcée , plus forte que celle du bord d'attaque de l'aile latérale 174 du même côté
du fuselage principal 171a, tandis que le bord de fuite de chaque élément 173a est en lég~re contre-flèche.L'aile cen-trale 173 présente donc globalement une forme en double trapèze reliant rigidement les trois fuselages , qui sont relstivement rapprochés , du fait de la faible envergure des éléments de voilure 172a et 173a respec~ivement du ca-nard avant 172 de l'aile principale 173 , compensée par une profondeur suffisante pour leur donner la surface alsire voulue. La surface portante arrière est constituée par un unique empennage arrière comportant un plan fixe 175 débor-dant et encastré sur les trois dérives 176, sensiblement au quart inférieur de leur hauteur, et en avant de la gou-verne de direction double 176a , dont chaque dérive 176 est équipée . La partie centrale ( s'étendant entre les deux fuselages latéraux 171b) de ce plan fixe arrière 175 est 6~

1 3~ 9~

rectangulaire et constitu~e par deux éléments rectnngu-laires 175a symétriques par rapport ~ la dérive 176 du fu-selage central 171a . Le plan fixe arrière 175 cornprend également deux parties latérales 175b s'étendant chacune à
l'extérieur de la d~rive 176 d'un fuselage latéral 171b et de forme trapézoidale avec un bord d'attaque à flèche posi-tive et un bord de fuite dans le prolongement du bord de -fuite des eléments centraux 175a , c'est-à-dire perpendi-culaire aux axes des fuselages. De plus, le bout de chaque partie latérale 175b est équipé d'une extrémité marginale 175c , sensiblement analogues à ceux des extrémités des ai-les latérales 174, mais de taille plus réduite .
La propulsion de cet avion trifuselage est assurée par trois turbopropulseurs du type " propfan " ou "UDF" , dont chacun est implanté dans la pointe arrière de l'un des fuselages , et sensiblement en porte-à-faux ~ I'arrière de la dérive 176 et de la gouverne de direction 176a correspondante.
Le moteur 177 central a son axe longitudinal dans le plan longitudinal et médian du fuselage central 171a, mais légère-ment incliné vers le bas et vers l'avant . Par contre, chacun des moteurs latéraux 177 a son axe non seulement incliné vers l'avant et vers le bas dans la même mesure que le moteur 177 central, mass également incliné vers l'avant et vers l'intérieur , de sorte que les sxes des deux moteurs latéraux 177 se coupent vers l'avant et dans le plan longitudinal et médian du fuselage central 171a. Chacun des trois moteurs 177 est alimenté en air par deux entrées d'air 17a de section transversale triangulaire et en saillie l'une sur le flanc interne et l'autre sur le flanc externe de la partie arrière du fuselage correspondant, de part et d'autre de la dérive 176 correspondante . Chaque entrée d'air 17~, dont la section triangulaire est sensiblement aplatie , est implantée à mi-hauteur sur un flanc de fuselage de sorte qu'elle soit en de-hors du sillage perturbé provenant de la surface portante principale en position basse . Pour assurer la protection des 6~

~ 3 ~

hélices des deux rotors contrarotatifs des moteurs 177, en particulier lorsque l'avion est cabré sur la piste, à
l'atterrissa~e ou au décollage, il est prévu sous chaque fuselage une béquille arrière 179, qui est montée sous au moins une quille in~érieure arrière, anti-roulis hollandais, 180 é~uipée à l'arrière d'une gouverne de direction supplémentaire 181. Pour ce qui concerne le train d'atterrissage, il comporte, pour chaque ~uselage, un atterrissPur avant et deux atterrisseurs principaux.
lo L'atterrisseur avant 18~a est implanté sous la partie avant du fuselage central 171a, en avant par rapport aux atterrisseurs avant 182b des fuselages latéraux 171b. Par contre, les atterrisseurs principaux 183 peuvent être montés, sensiblement dans le même plan transversal, de ~a~on à pivoter sous les ailes externes 174 et l'aile centrale 173 i et à se loger dans des trappes ménagées dans les trois fuselages. Cependant, pour compenser l'augmentation de poids total de l'avion, des atterrisseurs principaux et centraux supplémentaires 184 peuvent être implantés sous les parties avant des éléments de voilure 173a de l'aile centrale 173 de fa~on à se relever dans des trappes ménagées dans la partie inférieure et centrale du fuselage central 171a.
Les avantages aérodynamiques d'une telle architecture sont les mêmes que ceux présentés ci-dessus pour les solutions bifuselages, à la différence près que, sur un trifuselage, l'effet de tunnel est double, du fait précisément de la présence de trois fuselages parallèles et espacés. En cas de panne de l'un des moteurs 177, la convergence de leur axe, de-5 à 8 vers l'axe de lacet, réduit le couple de déséquilibre et, d'autre part, en raison de cette convergence et en combinasion avec la vitesse de déplacement de l'avion, chaque moteur est protégé des projections accidentelles d'aubages de turbine ou de pales d'hélices provenant d'un autre moteur et se dépla~ant sur des traiectoires sensiblement paraboliques ves l'arrière.

~6 .L~

:-;

13~3~

Pour ~méliorer la protection de chaque ~oteur vis~à-vis des projections accidentelles de pièces provenant de l'un des autres moteurs, ainsi que pour améliorer le rende-ment aérodynamique de cette architecture aéronautique de trifuselage à trois surfaces portantes positives , il est avantageux que la partie centrale du plan arrière ~ixe ne conserve pas la forme rectangulaire , simple à réaliser, représentée en traits pleins sur les figures 28 à 30, mais présente une forme en flèche . Comme représenté en traits mixtes sur ces figures, la flèche du plan fixe arrière 175' peut être positive , de sorte que ses deux parties centra-les ont la forme de parallélogrammes qui se rejoignent sur la dérive centrale 176 et avec un bord d'attaque et un bord de fuite présentant une flèche positive , de même que sur les parties latérales externes du plan arrière fixe, dont le bord de fu.ite reste dans le prolongement de celui de la partie interne adjacente . Dans ce cas, afin que le plan arrière fixe reste encastré de manière favorable dans les dérives 176 ,en avant de leur gouverne de direction 176a , il est indiqué que les deux dérives latérales 176 soient reculées par rapport à la dérive centrale, soit par un dé-port vers l'avant de cette dernière, soit par un prolonge-ment vers l'arrière des fuselages latéraux 171b , soit par une combinaison de ces deux modifications . Le décalage axial du moteur central par rapport aux moteurs latéraux , qui résulte du prolongement vers l'arrière des fuselages latéraux 171b, le met davantage à l'abri des projections accidentelles d'aubages de turbine ou de pales d'hélices de ces derniers. Cependant, dans une autre variante préférée, le plan fixe arrière présente une flèche négative, comme représentée en 175" , de sorte que chacune des deux moitiés du plan arrière fixe 175" est dirigée vers la pointe d'une aile latérale 174,de manière à former avec la surface portante principale une aile sensiblement en losange ou rhomboidale , dont les extrémités latérales ne sont pas ~ 31~03~

jointives . Dans ce cas, il est très avantac3eu~ cle prolon-ger le fuselage central 171a en arrière des fuselages laté-raux 171b , de sorte que la dérive centrale 176, la pointe arrière du fuselage central 171a et le moteur central 177 soient reculés axialement par rapport respectivement aux dé-rives latérales 176, 8UX pointes arrière des fuselages laté-raux 171b et aux deux moteurs latéraux 177. Bien évidemrnent dans cette variante, les parties centrales du plan arrière fixe 175" conservent une forme en parallélo-gramme, dont la forme en flèche négative se prolonge sur les parties latérales externes et trapézoidales, dont le bord de fuite demeure dsns le prolongement de celui de celle des par ties centrHles qui est située du même côté de la dérive cen-trale 176. On obtient ainsi un plan fixe arrière à flèche inverse 175" , encastré sur les trois dérives 176 , de plus faible envergure que la surface portante principale (aile centrale 173 et ailes latérales 174), et dont les extrémités sont en position haute et très écartée par rapport aux ex-trémités des ailes latérales basses 174, ce qui permet d'éliminer des principsux défauts des ailes rhombo-idales, à
savoir les interférences entre l'aile basse en position an-térieure et l'aile haute en position arrière . A noter de plus que les tourbillons marginaux se développant aux extrémités des siles latérales basses 174 ne peuvent attein-dre les parties latérales externes du plan arrière fixe 175"
du fait des différences d'envergure , et ceci à tous les an-gles d'incidence et/ou de dérapage . Cette réalisation est ~onc très favorable sur les plans de la maniabilité et de la stabilité vis-à-vis respectivement des sollicitations du pilote et des turbulences . En outre, la flèche inverse ~u plan arrière fixe 175" lui assure une meilleure protec-tion vis-à-vis des sillages perturbés et des effets de mas-que provenant de l'aile centrale 173, dont la flèche est opposée, ainsi que du plsn canard 172.

6~3 ~ 3~3~
Comme pour les rivions bifuselages d~crits pr~cédem-rnent, le turbopropulseur 177 implanté dans la pointe arrière ~e chacun des trois fuselages peut etre remplac~ par un tur-boréacteur de forte poussée , de préférence profilé par des capotages courts , ou encore chaque turbopropulseur peut etre remplacé par une paire de turboréacteurs montés en porte-à-faux l'un sur le flan interne et l'autre sur le flan externe de la partie arrière de chaque fuselage, de part et d'autre de la dérive correspondante . Dans ce cas, il peut s'avérer nécessaire d'écarter davantage les fuselages les uns des au-~res, et donc d'augmenter l'envergure des parties centrales du plan arrière fixe , des éléments de voilure trapézoidflux de l'aile centrale,ainsi que des deux élérnents d'empennage du plan canard avant, dont chacun peut présenter une forrne rec-tangulaire ou trapézoidale de sorte que son bord d'attaque présente une flèche positive , tandis que son bord de fuite est soit perpendiculaire aux axes des fuselages soit en légè-re contre-flèchY.Bien entendu , si l'on veut augmenter la surface alaire de chacun des deux éléments de voilure trapé-zoidaux de l'aile centrale, il est possible d'augmenter la profondeur de cet élément au niveau de son encastrement sur le fuselage central , de sorte que son bord de fuite présente é9alement une légère contreflèche .
La nouvelle architecture aéronautique propre à
I'invention a été décrite ci-dessus en référence à différents exemples d'avions bifuselages ou trifuselages .
Cependant, elle s'applique également ~ la réalisa-tion d'hydravions , et convient particulièrement aux hydra-vions géants .
Sur les figures 31 à 33, on a représenté un hydra-vion géant catamaran à trois surfaces portantes , qui peut être egalement réalisé, à échelle réduite, avec un plus pe-tit nombre de moteurs ou des moteurs de plus faible puis-sance, sous la forme d'un avion ~ventuellement amphibie, équipé d'un train d'atterrissage du type "de fuselage" , ~: 69 ~3~3~
muni d'atterrisseurs A voie étroite escarnotables dans des trappes m~nagées directement dans les fuselages, sans qu'il soit nécessaire de pr~voir des carénages latéraux de fuselage pour le logement des atterrisseurs .
L'hydravion des figures 31 à 33 cornprend deux fuse-lages 201 , à deux ponts , qui sont parallèles et ds rnêrne forme externe, et dont celui de gauche contient le poste d'équipage 201a dans la partie supérieure de son nez , au ni-veau de son deuxième pont, tandis que l'accès b son premier pont , ou pont inférieur , est permis par un élément amovible de coque 201b , constituant la partie inférieure du nez du fuselage gauche 20i, sous le poste d'équipage 201a . Le fuse-lage droit 201 est muni d'un nez 201c ouvrant dans sa partie supérieure et relevable vers le haut , de façon à découvrir son premier et son deuxième ponts,c'est-à-dire de façon à
permettre le chargernent par l'avant du premier pont (inférieur) et du deuxième pont (supérieur) de ce fuselage.
I_es parties svant des deux fuselages 201 sont rigidement re-liées l'une a l'autre par un plan canard avant 202, de forme rectangulaire , encastré en position haute dans les parties supérieures et internes des deux fuselages 201, juste en ar-rière de leur nez respectif ~ ~es deux fuselages 201 sont également relies rigidement l'un à l'autre, dans leurs par-ties centrales, par une aile centrale haute 203 en forme de double trapèze , de très grande profondeur , avec une flèche positive importflnte de bord d'attaque et un bord de fuite en très légère contre-flèche. Cette aile centrale 203 est également encastrée par ses parties d'extrémité la-t~rales , de plus faibles profondeur et épaisseur, sur le dessus des deux fuselages 201 , en étant pratiquement pro-longée de chaque côté, à l'extérieur des fuselages 201, par une aile latérale 20~ de forme sensiblement trapézo-ida-le , dont le bord d'attaque à une flèche positive légèrement inférieure à celle du bord d'attaque de l'aile centrale 203. De plus , les ailes latérales externes 2C~ sont des ~ 3 ~ 3 ~
ailes hautes présentant chacune un petit dièdre positif , alors que l'extrad~s de l'aile centrale 2~3 présente un dièdre inversé, du fait que l'intrados de cette aile cen-trale 20~ est sensiblenlent horizontal , en direction transversale , mais que son épaisseur aug~ente vers l'extrados , depuis ses extrémités latérales d'encastrement sur les fuselages 201 , jusqu'à sa partie centrale de plus grande profondeur , dans le plan longitudinal et médian de l'hydravion. Comme dans certains des exemples précédents, les bouts des ailes latérales 204 présentent éventuellement des extrémités marginales en delta tronqué et récourbées vers le bas.
Dans cet exemple également, la troisième surface portante, ou surface portante arrière, est constituée par un unique plan fixe arrière 205 encastré en position très haute sur les deux dérives 206, dont chacune est supportée par la partie arrière de l'un des fuselages 201 et est équipée à
l'arrière , d'une gouverne de direction double 206a . Entre les deux dérives 206, le plan fixe arrière 205 présente une partie centrale rectangulaire 205a, qui se prolonge à
l'extérieur des deux dérives 206 par des parties latérales externes 205b, de forme trapézo-idale et très développée.Les extrémités libres de ces parties latérales 205b peuvent être conformées en extrémités marginales analogues à celles pouvant équiper les bouts d'ailes latérales 204, mais de taille plus réduite . De plus, comme dans la plupart des exemples précédents, le bord d'attaque de chaque partie la-térale 205b présente une flèche positive alors que son bord de fuite est dans le prolongement du bord de fuite de la partie centrale 205a du plan fixe arrière, et donc perpen-diculaire aux axes des fuselages 201 .
La propulsion de cet hydravion est assurée par neuf réacteurs qui sont tous supportés par la surface portante principale . Un premier réacteur 207 , en position centrale, est mon~é en épaulement au-dessus et en avant du bord ~3~3~3 d'atta4ue de 1 18i le centrale 203, au niveau de sa pointe lriangulaire ~n porte-à-faux vers l'avant, de façon à cons-tituer un contrepoids s'opposant aux développements de phé-nom~nes aéroélastiques sur cette pointe, et, de plus , à
provoquer ~ la fois une intense aspiration de l'extrados du plan cansrd avant 202 et un intense soufflage de l'extrados de l'aile centrale 203. Sur la moitié arribre de I'extrados de cette dernière, et de part et d'autre de l'axe du réacteur central 207, sont symétriquement implan-tés, de chaque côté, deux réacteurs internes 20~, écar-tés l'un de l'autre et du fuselage 201 voisin, et assurant une intense aspiration de la moitié avant de l'extrados de I'Hile centrale 203 , sans que leur jet de gaz brûlés ne vienne atteindre le plan arrière fixe 205, du fait de la position surélevée de ce dernier. En outre, deux autres moteurs, en position externe, sont implantés sur la partie arrière de l'extrados de chacune des ailes latérales exter-nes 204 , et ces deux moteurs 209 sont également espacés l'un de l'autre et du fuselage 201 voisin.
Dans cette réalisation, on retrouve donc bien un ef fet de tunnel , entre les deux fuselages 201, combiné à un effet de fente, entre les parties des trois surfaces portan-tes qui s'étendent essentiellement entre les deux fuselages 201 . Mais de plus, on constate que les trois surfaces por-tantes ainsi que les neuf réacteurs sont en position haute, afin d'être H I ~abri des vagues et des sillages et projec-tions d'e~u ~ I'amerrissage et au décollage. Pour permettre ceux-ci, chacun des deux fuselages 201 est aménagé en flot-teur étanche, dont la partie inférieure constitue une coque formHnt également la soute ventrale de chaque fuselage 201 i et presentant deux flancs concaves 210 qui se rejoignent le long d'une arête inférieure pour former une quille de forme hydrodynamique sous la majeure partie de la longueur de chaque fuselage 201, et une etrave sous le nez de chaque fuselage.La coque 211 de chaque fuselage se prolonge vers ~ 3 ~

I'arrière jusqu'b un étambot ventral arrière 212 solidaire u'un panneau de coque arrière amovible 2.l3 qui découvre, en position ouverte, le pont inférieur du fuselage 201 eorres-pondant . Afin de faciliter le charyement d'un tel hydra-vion géant catamaran, ainsi que les transferts de fret d'un pont à l'autre, chacun des deux fuselages 2~i est équipe à
l'avant et à l'arrière d'un monte charge interne , dont l'ossature est constituée par des poutres mobiles des plan-chers des ponts. Ces montes-charges occupent les positions indiquées en 214, à proximité irrlmédiate des différents pan-neaux ouvrants ménflgés dans les coques pour permettre leur chargement .
Enfin , on a représenté schématiquement sur les ai-les latérales 204 des ailerons de commande aux vitesses éle-vées 215 ainsi que des spoilers 216 pour l'assistance des ailerons et l`'utilisation en aérofreins. De plus~ dans une autre version, tous les moteurs 2G8 et 209 peuvent even-tuellement être implantés également en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque respectivement de l'aile cen-trale 203 et des ailes latérales 204, comme indiqué en trsits mixtes en 208' et 209',chaque réacteur conservant le meme écartement par rapport aux axes des fuselages 201, comme expliqué ci-dessus.
Sur les figures 34 à 36 on a repr~senté un hydravion géant trimaran, dont le fuselage central 221a 7 avec trois ponts superposés et des soutes dorsale et ventrale , est plus haut et plus long que chflcun des deux fuselages latéraux 221b, avec deux ponts internes superposés et des soutes dor-sale et ventrale . Le poste d'équipage 221c est disposé dans la partie supérieure du fuselage central 221a, au niveau du troisièm~ pont supérieur , et en avant par rapport au nez des fuselages latéraux 221_ afin de dégager la visibilité . Comme dans l'exemple précédent, le panneau de coque 221d situé sous le poste d'équipage 221c , dans le nez du fuselage central 221_, est un panneau amovible avant qui découvre , en posi-?3~

tion ouverte, le premier et le second pont~ qui sont respectivement des ponts inférieur et intermédiaire. De même, le ne~ de chacun des deux fuselages latéraux 221b est un nez ouvrant 221e qui est relevable vers le haut pour dégager l'accès aux deux ponts superposés de chacun de ces deux fuselages latéraux 221b. En arrière de leur nez, les trois fuselages sont rigidement reliés les uns aux autres par un plan canard avant 222 en flèche positive, constitué
éventuellement par deux tronçons de voilure trapézoidaux 222a, qui sont symétr.iques par rapport à l'axe du fuselage central 221_ et encastrés par leur extrémité latérale interne de plus grandes profondeur et épaisseur, sur la partie supérieure du fuselage central 221a et, par leur partie latérale extérieure, sur la partie supérieure du fuselage latéral 221b du c~té correspondant. Dans cet exemple, les bords d'attaque et de fuite de chaque troncon de voilure 222a ont une flèche positive. Ces deux troncons de voilures 222a se remplacent éventuellement, par des éléments en forme de parallélogrammes 222b, s'il est necessaire d'améliorer les effets de fente avec les ailes centrales 223a, et d'accroltre la robustesse des encastremen-ts des plans canards sur les fuselages latéraux 221b.
Comme dans l'exemple précédent des figures 28 à
30, l'aile centrale 223 est également constituée de deux éléments de voilure de forme trapézo~dale, ayant chacun une grande profondeur et une flèche positive importante au bord d'attaque, et ces deux éléments de voilure 223a sont symétriques par rapport à l'axe du fuselage central 221a et encastrés, par leur partie latérale interne de plus grandes épaisseur et profondeur sur la partie supérieure et centrale du fuselage central 221a, et, par leur partie latérale - externe, de plus petites profondeur et épaisseur, sur la ~ partie supérieure du fuselage latéral 221b du côté
:`

,~
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~31~

correspon~ant. Le bord de fuite de chaque élément de voilure 223 est en légère contre-fI~che, et leur intrados est sensiblement horizontal, en direction transversale, chacun des deux éléments 223a prenant de llépaisseur de son extr~mit~ voisine du fuselage latéral 221b correspondant vers le fuselage central 221a, de sorte ~ue l'extrados de l'aile centrale 223 présente un diadre invers~ par rapport au petit ~ 3~ t~

dière positif que présente chacune des deux ailes latérales externes 224, sensiblement dans le prolongement de l'aile centrale 223, vers l'extérieur , au-delb des fuselages laté-raux 221b . Chaque aile latérale 224 est une aile trapézoida-le de flbche modérée .
Les pointes arrière des fuselages sont rigidement raccordees l'une à l'autre par un unique plan arrière fixe 225, encastré sensiblement à mi-hauteur sur les trois dérives 226 dont chacune est portée par la pnrtie arrière de l'un des fuselages , et est équipée , ~ I'arrière 7 d'une ~ouverne de ~irection double 226a . Tel que représenté en trQits pleins, le plsn arrière fixe 225 comprend une partie centrale (entre les deux fuselages latéraux 221b ) constituée de deux élé-ments centraux 225a de forme rectangulaire et symétriques par rapport à la dérive centraie 226, ainsi que deux éléments la-téraux externes 225b ~ chacun de forme trapézoidale b bord d~attaque en flèche positive et bord de fuite dans le prolon-gement de celui des éléments centr~ux 225a,et perpendiculaire à l'axe des fuselages .On note de plu9 ~ue la dérive centrale 226 est surélevée par rapport aux dérives latérales .
La propulsion d'un tel hydravion trimaran est assu-rée par douze réacteurs qui sont tous supportés par 19 surfa-ce portante prlncipale , quatre d'entre eux étant implantés en 227 sur la moitie arrière de l'extrados de chacun des élé-ments de voilure 223a de l'aile centrale 223, en étant déca-lés les uns des autres et des deux fuselages entre lesquels cet élément de voilure s'étend . Deux autres réacteurs 228 sont implantes sur la partie arrière de l'extrados de chacune es ailes latérales 224 , dans la partie voisine de I'emplanture de cette aile mais en étant cependant espacés l'un de l'autre et du fuselage latéral 221b voisin.
Comme dans l'exemple précédent, chacun des trois fu-selages est aménagé en flotteur étanche dont la partie infé-rieure forme une coque d'hydravioll délimitant la soute ventrale du fuselage correspondant . Chaqoe coque 231 présen-~3~3~

te deux flancs concaves 23~ se raccordant le long de leurarête inférieure pOul forrner une quille sous la majeure par-tie de chaque fuselage et une étrave sous le ne~ du fuselage correspondant . Chaque coque 231 s'étend vers l'arrière du fuselage correspondant jusqu'à un étambot arrière et ventral 232 solidaire d'un panneau de coque arrière amovible 233 qui, en position ouverte, dégage l'accès du premier et du second pont du fuselage çentral 221a et seulement du premier pont pour les fuselages latéraux 221b.
Dans cet exemple également, des montes-charges avant et arrière, dont les positions sont indiquées en 234, et dont I'ossature est constituée par des poutres mobiles des plan-chers des fuselages, sont prévus dans ces derniers, à proxi-mité des différentes parties de coque amovibles , pour faciliter les chargements et d~chargements de l'hydravion.
Dans`une variante de réalisation, de construction plus complexe et plus coûteuse, mais avantageuse sur le plan du rendement aérodynamique, et comme indiqué en traits mixtes sur les figures 3~ à 36, le fuselage central 221a est pro-longé vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux 221b, de sorte que la dérive centrale surélevée 226 est également en arrière des dérives latérales .Une autre variante consis-te à raccourcir les fusel6ges latéraux 221b et à prolonger légèrement vers l'arrière le fuselage central 221a, de ma-nière à ne pas changer le bras de levier moyen du plan ar-ri~re fixe . Ce dernier n'est plus rectangulaire dans ses parties centrales ni ~ bord de fuite perpendiculaire à l'axe des fuselages , mais présente une flèche négative , comme indiqué en 225',de sorte que ses deux parties centrales aient la forme de deux parallèlogrammes se rejoignant sur la dérive centrale 226 et se prolongeant à l'extérieur des dé-rives latérales par les parties externes trapézo'idales , à
flèche également négative et dont le bord de fuite est tou-jours dans le prolongement de celui de la partie centrale du m@me côté de la dérive centrale 226.

1 3~3~

De la sorte, la surface portante arrière et la sur-face portante principale constituent une aile en losange ou rhomboiaale , dont les extr~mités de l'aile antérieure en po-sition basse sont très écartées des extrémit~s latéraleg de l'aile postérieure en position haute . Comme dans l'exemple de l'avion trifuselage précédemment décrit, cette mesure permet d'éliminer les interférences et les instabilités provo-quées par les zones jointives aux extrémités latérsles d'une aile rhomboidale de structure classique . Dans ce cas, pour que le plan arrière fixe, à flèche inversée par rapport aux flèches du plan canard avant et de la surface portante prin-cipale , soit convenablement protégé des sillages perturbés et effets de masque provoqués par les deux surfaces portantes ~ui le précèdent,et pour qu'il soit également éloigné des ef-fets des cônes de gaz chauds sortant des tuyères des réacteurs,il est indiqué d'implanter ces derniers en épaule-ment au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile cen-trale 223 et des ailes Istérales externes 224, comme représenté en traits mixtes en 227' et 22B' .
Pour les raisons déjà présentées ci-dessus, une tel-Ie réalisation à plan fixe arrière en flèche inversée est très avantageuse pour sortir l'appareil de configurations de vol anormales et pour améliorer le rendement aérodynamique ~lobal.
Dans les différents exemples d'avions et hydravions multifuselages décrits ci-dessus, et en particulier dans les exer~les d'appareils trifuselages , le fuselage c~ntral peut être réserYe pour le fret et les fuse!ages latéraux aménages pour le transport de passagers. De plus, si l'on veut utili-ser des moteurs alimentés en carburant liquide à basse densi-té, tel que de l'hydrog~ne ou du méthane , le fuselage central peut être aménagé en réservoir d'un tel carburant de basse densité . En particulier, ce réservoir peut être dis-posé au centre de l'sppareil , afin de le protéger des chocs externes et également afin de répartir les charges les plus ~31~3~
lourdes et les plus derlses, constituées psr le fret et les passager~s, sur les extrémités des éléments de voilure des trois surfaces portantes qui s'étendent entre les deux Fuse-lages latéraux. De préférence, le réservoir central de carbu-rant à basse densité est séparé , d'une part, du poste d'équipage dans le nez du fuselage central, et , d'sutre part, de IQ queue de ce fuselage central, dans laquella est éventuellement install~ un moteur , par une sou~e à fret.
Cette réalisation est particulièrement intéressante pour les versions très longs courriers ,pour lesquelles la mflsse du carburant représente une fraction importante du poids au d~-collage , ce qui se trflduit par un 81 légement extrêmement irn-portant lorsque ce carburant est de l'hydrogène liquide par exemple .De plus, le grand volume nécessaire au logement d'un reservoir central d'hydrogène liquide justifie la présence, sur un avion ou hydravion cargo lourd, d'un fuselage central, ~e grande longueur, ce qui correspond précisément à
l'architecture trifuselage proposée . Cette dernière semble présenter les meilleures garanties de sécurité combinées au maximum de rendement en raison des trois surfaces portantes positives .
Si le volume du fuselage central est insuffisant pour loger tout le carburant basse densité nécessflire,ou si une grande partie du fuselage central demeure réservée pour le fret, deux réservoirs pour ce carburant peuvent éga-lement être aménagés dans des caissons de l'aile centrflle , du fait de la grande épaisseur de cette dernière et de sa forme en plan relativement ramassée .
Dans tous les exemples de réalisation decrits ci-dessus , la coop~ration du plan canard Avant et du ou des plans fixes arrière, constituant respectivement un empennage avant et un ou plusieurs empennages arrière , avec la surface portante principale présentant une aile centrale reliant ri-gidement les différents fuselages de l'appareil, permet 9 d'une part , d'assurer une excellente rigidité à l'ensemble ~ 3~3~
de la structure , avec une répartition de charge homogène en directions longitudinale et transversale aussi bien en vol qu'au sol ou sur la mer, et permet d'obtenir un important al-lègement du poids à vide de cette structure,et une très bon-ne hypersustentation par les effets combinés de tunnel entre les fuselages, et de fentes entre les trois surfaces portan-tes positives à des niveaux décalés. Cette architecture aé-ronautique originale se prête avantageusement à des nombreuse dispositions différentes de moteurs , en fonction des applications et utilisations civiles ou militaires envi-sagées . L'architecture aéronautique multifuselage et à
trois surfaces portantes propre à l'invention est, bien en-tendu, également applicable à la réalisation d'avions civils et/ou militaires subsoniques comme supersoniques.
Les signes de référence insérés après les caractéris-tiques techniques mentionnées dans les revendications, ont pour seul but de faciliter la compréhension de ces dernières, et n'en limitent aucunement la portée.

Claims

1. Aéronef du type avion ou hydravion multifuselage à plusieurs surfaces portantes, comprenant au moins deux fuselages sensiblement parallèles et espacés les uns des autres, et reliés rigidement les uns aux autres par trois surfaces portantes, ledit aéronef étant équipé de moteurs fixes exerçant une poussée et une traction sensiblement parallèle à la trajectoire, et caractérisé en ce que parmi lesdits trois surfaces portantes, une est une surface portante avant, comportant un plan canard formant un empennage avant, proche de l'extrémité avant des fuselages qu'il relie les uns aux autres, et encastré au moins dans les parties avant sur les flancs internes des deux fuselages en position latérale externe, une seconde surface portante étant une surface portante principale formant un ensemble unique pourvu d'un grand développement en surface et envergure, comportant une aile centrale s'étendant entre les fuselages latéraux externes et encastrée dans les fuselages qu'elle relie également les uns aux autres, et deux ailes latérales symétriques par rapport au plan longitudinal et médian de l'aéronef, et s'étendant chacune latéralement à
l'extérieur de l'un des deux fuselages latéraux externes, et la troisième surface portante est une surface portante arrière s'étendant également latéralement à l'extérieur de chacun des deux fuselages latéraux externes, ou des dérives desdits deux fuselages latéraux externes, formant empennage arrière à portance positive, de sorte que les trois surfaces portantes et les fuselages assurent une répartition longitudinale et transversale sensiblement homogène des charges sur la structure de l'aéronef dont ils permettent l'allègement, chaque fuselage portant une dérive sur sa partie d'extrémité arrière, les empennages avant et arrière étant de formes différentes et de dimensions prédéterminées relativement plus petites que celles desdites ailes centrale et latérales.

2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce que chaque fuselage (131) porte sur sa partie d'extrémité arrière un empennage indépendant (135) du ou des autres fuselages (131), établi d'une manière symétrique autour dudit fuselage ou de sa dérive, avec une incidence positive.

3. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce que la surface portante arrière est constituée d'un unique plan fixe arrière (5), reliant rigidement tous les fuselage (1) et dont la finesse est sensiblement supérieure à celle de la surface portante principale (3,4) dont la finesse est elle-même sensiblement supérieure à celle de la surface portante avant (2).

4. Aéronef selon la revendication 3, caractérisé
en ce que le plan fixe arrière (5) s'étend latéralement vers l'extérieur au-delà des deux fuselages latéraux externes (1).

5. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce que le plan canard (2) est encastré entre les deux fuselages latéraux externes (1) sans s'étendre latéralement à l'extérieur de ces derniers.

6. Aéronef selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que les ailes latérales (4) de la surface portante principale et les parties latérales (5b) de la surface portante arrière (5) qui sont externes aux fuselages latéraux externes (1), ont une flèche, un calage en incidence et un profil tels qu'elles viennent au décrochage aérodynamique après l'aile centrale (3) de la surface portante principale, décrochant elle-même après le plan canard (2), les formes, le emplacements et les fonctions bien différentes de chacune des trois surfaces portantes relativement aux deux ou trois fuselages, assimilables à des barrières anti-décrochages, permettant des décrochages aérodynamiques successifs d'importances croissantes, améliorant la sécurité.

7. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce que le plan canard avant (2) est de forme générale en plan rectangulaire ou en forme de double trapèze symétrique par rapport au plan longitudinal et médian de l'aéronef, et présentant un bord d'attaque ayant une double flèche soit positive (172), soit négative (72), laquelle permet un encastrement plus profond sur les fuselages.

8. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce que le plan canard avant (2) comporte un caisson fixe présentant un calage à incidence fixe supérieure à celle des deux autres surfaces portantes (3-4,5) dans leur propre écoulement aérodynamique.

9. Aéronef selon la revendication 1, particulier du type bifuselage, caractérisé en ce que la surface portante principale présente une aile centrale (3) de forme en plan rectangulaire ayant une profondeur sensiblement égale à celle de la nervure d'encastrement (4a) des ailes latérales externes (4) de cette surface portante principale dans les fuselages (1).

10. Aéronef selon la revendication 1, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8, du type bifuselage, caractérisé en ce que la surface portante principale présente une aile centrale (23) en forme de double trapèze agencée en aile delta tronquée, dont la flèche du bord d'attaque est éventuellement plus prononcée que la flèche des ailes latérales externes (24) de la surface portante principale, tandis que le bord de fuite de l'aile centrale (23) est sensiblement perpendiculaire aux axes des fuselages ou en légère contre-flèche (43), de sorte que la flèche moyenne des cordes de profils de l'aile centrale (23, 43) soit sensiblement la même que celle des ailes latérales externes (24,44).

11. Aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un réservoir de carburant ou au moins un moteur (51) ou au moins un atterrisseur principal et central (50), fixé dans ou à une aile centrale.

12. Aéronef selon la revendication 3, 4, 5, 7, 8 ou 11, du type trifuselage, et en particulier hydravion trimaran, caractérisé en ce que l'aile centrale (223) de la surface portante principale, le plan canard avant (222) et la partie centrale (225a) du plan fixe arrière (225) sont chacun constitués respectivement d'un couple d'éléments de voilure (223a) ou d'empennage avant (222a) ou arrière (225a), symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe du fuselage central (221a), qu'ils relient aux fuselages latéraux (221b) de manière a ce que les conditions d'équilibrage ou de maniabilité en tangage, et les répartitions des charges sur les trois groupes de fuselages et de surfaces portantes à portances positives, demeurent sensiblement identiques à celles dès aéronefs bifuselages.

13. Aéronef selon la revendication 12, caractérisé en ce que les deux éléments de voilure (223a) de l'aile centrale sont deux éléments trapézoïdaux encastrés chacun dans le fuselage central (221a), et dont le bord d'attaque présente une flèche positive prononcée, alors que le bord de fuite présente éventuellement une légère contre-flèche.

14. Aéronef selon la revendication 11 ou 13, caractérisé en ce que l'aile centrale (23) présente une surface d'intrados sensiblement horizontale entre les deux fuselages latéraux externes (21), et une épaisseur qui se développe vers l'extrados, à partir des emplantures sur les fuselages (21) de sorte que l'extrados présente un dièdre négatif.

15. Aéronef selon la revendication 4, 5, 7, 8, 9, 11 ou 13, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (5) est un plan fixe ayant une grande envergure et une faible profondeur par rapport respectivement à l'envergure et à la profondeur du plan canard avant (2).

16. Aéronef selon la revendication 3, 5, 7, 8, 9, 11 ou 13, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (115) est encastré sur les pointes arrière d'au moins deux fuselages (111).

17. Aéronef selon la revendication 3, 5, 7, 8, 9, 11 ou 13, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (5) est encastré dans les dérives (6) d'au moins deux fuselages (1) et coiffe éventuellement ces dérives (6).

18. Aéronef selon la revendication 4, 5, 7, 8, 9, 11 ou 13, caractérisé en ce que le plan fixe (5) arrière comprend une partie centrale (5a), s'étendant entre les deux fuselages latéraux (1) externes, qui est de forme rectangu-laire et perpendiculaire, dans sa plus grande dimension, à
l'axe des fuselages (1), et deux parties latérales externes (5b) s'étendant latéralement à l'extérieur des deux fuse-lages latéraux externes (1), et qui sont chacune de forme trapézoïdale avec un bord d'attaque en flèche positive, et un bord de fuite s'étendant sensiblement dans le prolonge-ment du bord de fuite de la partie centrale (5a).

19. Aéronef selon la revendication 3, 4, 5, 7, 8, 11 ou 13, du type trifuselage, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (175') présente une flèche symétrique par rapport à l'axe du fuselage central (171a), de part et d'autre duquel ce plan arrière fixe présente deux portions centrales de liaison aux dérives (175) des fuselages laté-raux (171b) et en forme de parallélogrammes se rejoignant sur la dérive centrale (176) portée par le fuselage central (171a).

20. Aéronef selon la revendication 19, caracté-risé en ce que le plan fixe arrière (175') présente une flèche positive, y compris dans sa partie centrale, les deux dérives latérales (176) étant reculées par rapport à la dérive (176) centrale par un déport vers l'avant de cette dernière et/ou par un prolongement vers l'arrière des fuse-lages latéraux (171b) par rapport au fuselage central (171a), et l'aéronef est équipé de trois moteurs (177) de préférence de type turbo-réacteur ou propfan, montés chacun à l'extrémité arrière de l'un des trois fuselages, le moteur central étant éventuellement avancé ou reculé par rapport aux moteurs latéraux, dont les axes sont légèrement incli-nés sur l'axe du moteur central de sorte qu'ils convergent vers l'avant par rapport au moteur central.

21. Aéronef selon la revendication 19, en parti-culier du type hydravion trimaran, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (225') présente une flèche négative, et les ailes latérales (224) au moins de la surface portante principale, en position basse par rapport au plan fixe arrière (225') et d'une envergure supérieure à celle de ce dernier, présentent une flèche positive, le fuselage central (221a) étant prolongé vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux (221b) de sorte que la dérive centrale (226) soit reculée par rapport aux dérives latérales, et que le plan fixe arrière (225') forme avec la surface portante principale (223-224) une aile sensiblement en losange ou rhomboïdale pour laquelle les extrémites latérales du plan fixe arrière (225') et des ailes latérales (224) de la surface portante principale ne sont pas jointives mais très écartées les unes des autres.

22. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend au moins un moteur (118) monté en nacelle suspendue en avant et au-dessous du bord d'attaque de l'aile centrale (113) de la surface portante principale (113-114).

23. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend au moins un moteur (88) monté sur l'extrados ou en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale (83) de la surface portante principale (83-84).

24. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend un moteur (7) logé dans la pointe arrière d'au moins un fuselage (1) et de préférence de chacun d'eux, et de sorte que les moteurs (7) des fuselages latéraux (1) aient éventuellement des axes convergents l'un vers l'autre et vers l'avant, ou vers le bas, chaque moteur (7) logé dans une pointe arrière de fuselage (1) étant alimenté par au moins une prise d'air (8) s'ouvrant sur l'un au moins des flancs du fuselage (1) ou de la dérive (6) correspondante ou au pied de la dérive.

25. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend au moins un moteur (27) monté latérale-ment en porte-à-faux par rapport à la partie arrière d'au moins un fuselage (21).

26. Aéronef selon la revendication 25, telle que rattachée à la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un moteur (67) monté latéralement sur le flanc interne de la partie arrière de chaque fuselage (61) et également relié au plan fixe arrière (65).

27. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend au moins un moteur (87) fixé à chaque aile latérale externe (84) de la surface portante principale (83-84).

28. Aéronef selon la revendication 1, du type trifuselage, caractérisé en ce que le fuselage cen-tral (171a) (221a) est prolongé vers l'avant et vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux (171b), (221b) et se développe sur une hauteur d'un maitre couple soit supérieure (221a) à la hauteur commune aux deux fuselages latéraux (221b) soit sur une hauteur d'un maitre couple égale (171a) à celle des fuselages latéraux (171b) doté du même maitre couple que les fuselages latéraux.

29. Aéronef selon la revendication 1, du type trifuselage, caractérisé en ce que le fuselage central (171a) est aménagé, entre sa partie d'extrémité avant, dans laquelle est installé le poste d'équipage (171d), et sa partie d'extrémité arrière, dans laquelle est logé un moteur (177), en au moins un réservoir de carburant à basse densité, ou en au moins une soute à fret, tandis que les deux fuselages latéraux (171b) sont aménagés pour le transport de passagers ou de fret et qu'au moins un caisson de l'aile centrale (173) est également aménagé en au moins un réservoir supplémentaire de carburant à basse densité.

30. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend des atterrisseurs avant (182a, 182b) et principaux (183, 184), qui sont répartis longitudinalement sous l'ensemble des fuselages (171a, 171b) de manière à
assurer une distribution longitudinale et transversale des masses au sol qui soit analogue à la répartition sensiblement homogène longitudinale et transversale des charges assurée par la coopération des fuselages (171a, 171b) et des trois surfaces portantes (172, 173-174, 175), chaque paire d'atterrisseurs principaux disposée autour du même fuselage, pouvant se remplacer par un seul train principal de résistance double, pivotant et s'escamotant dans ledit fuselage.

31. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comprend de plus au moins un atterriseur principal et central (109) monte escamotable sous l'aile centrale (103) de la surface portante principale, ou au moins un atterrisseur avant et central (141) monte escamotable sous le plan canard avant (132) afin d'améliorer la distribution des masses sur le sol.

32. Aéronef selon la revendication 1, du type hydravion bi ou trifuselage, caractérisé en ce que chacun des deux ou trois fuselages (201, 221a, 221b) constitue un flotteur dont la partie inférieure est aménagée en coque (211, 231) 3 profil hydrodynamique à deux faces concaves (210, 230) en direction transversale, qui s'étend à partir de la pointe avant du fuselage (201a, 201b-221a, 221b) sur une longueur suffisante pour assurer une distribution longitudinale et transversale des masses, sur l'eau, qui soit analogue à la répartition sensiblement homogène longitudinale et transversale des charges assurée par la coopération des trois surfaces portantes (202, 203-204, 205, 222, 223-224, 225) et des deux ou trois fuselages (201, 221a, 221b) d'un hydravion respectivement catamaran ou trimaran.

33. Aéronef selon la revendication 5, 7, 8, 9, 11, 13, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30, 31 ou 32, telle que rattachée à la revendication 3, caractérisé en ce qu'au moins un moteur (67) est fixé entre les fuselages latéraux (61) par un mât de suspension (68) équipé d'une gouverne de direction supplémentaire, à l'intrados du plan fixe arrière, en forme de double trapèze (73) soit au centre dudit plan fixe, soit dans une de ses positions latérales.

34. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il porte, au moins partiellement au-dessus de son aile centrale (103) un dôme rotatif (121) d'une installation de détection ou de communication qui est un radar, le dôme (121) étant soutenu par deux paires de mats (123) d'étais en V inversé, prenant appui sur les fuselages latéraux (101), équipés chacun d'au moins un vérin télescopique, pour la correction de la hauteur du dôme (121) ou de l'incidence ou de l'assiette latérale, afin d'effectuer en vol des manoeuvres d'évitements de missiles, a accélérations élevées, dans le but d'échapper à des menaces de destructions.

35. Aéronef selon la revendication 5, 7, 8, 9, 11, 22, 23, 24, 27, 30 ou 31, telle que rattachée à la revendication 2, du type bifuselage (131) dont la surface portante arrière est constituée de deux empennages séparés (135), caractérisé en ce qu'il constitue un avion porteur formant le premier étage d'un ensemble à plusieurs étages, et supportant, entre les deux fuselages (131) et au-dessus des extrados de son plan canard (132) et aile centrale (133), au moins un autre aéronef du type navette spatiale (158) ou fusée (150) ou avion-fusée ou engin supersonique (143), formant le dernier étage de l'ensemble, et lui même supporté, par au moins un étage intermédiaire de lancement, d'accélération, et de mise en orbite, agencé en fusée (150) ou avion ou avion-fusée ou engin supersonique (143).

36. Aéronef selon la revendication 35, caracté-risé en ce qu'il comprend une aile centrale basse (133) ou un plan canard avant bas (132) équipé(e) d'au moins un chariot de décollage larguable (164) sous l'aile centrale (133) ou sous le plan canard avant (132).

37. Aéronef selon la revendication 35, caracté-risé en ce qu'il comprend un second étage (143) destiné à
supporter lui même un lanceur spatial ou véhicule orbital du type fusée porte-satellite (150) ou une navette spatiale (158), et agencé en avion-fusée ou engin à aile delta élancée (143), munie d'élevons (145) au bord de fuite et d'au moins une dérive (146) centrale ou latérale, supérieure ou inférieure, et portant en saillie sous l'avant de son intrados un empennage avant en V inversé à inclinaison variable (147) constituant deux mâts de support sur l'extrados du plan canard avant (132), et, en saillie sous l'arrière de son intrados, une quille ventrale double (148) équipée d'au moins une gouverne de direction (148a) et constituant deux mâts de support sur l'extrados de l'aile centrale (133), l'aile delta élancée se prolongeant par un apex (149) formant un berceau de lanceur spatial ou véhicule orbital, et étant équipée d'un ensemble propulsif (144) comprenant au moins un statoréacteur ou turboréacteur ou au moins un moteur-fusée à poudre ou à propergol liquide.

38. Aéronef selon la revendication 35, caracté-risé en ce qu'il comprend un troisième étage, destiné à
supporter lui même un véhicule orbital, du type navette spatiale (158), et agencé en fusée (150) comportant à
l'arrière un bloc amovible (151) incorporant des moteurs-fusées (152), qui est caréné vers l'arrière par une coiffe larguable (156) formant réservoir de carburant pour le second étage, et en avant duquel la fusée (150) comporte au moins un étage-réservoir larguable (153), la fusée (150) étant raccordée au second étage (143) par au moins un réservoir profilé de raccordement (155), intégré au second étage, et à formes complémentaires, entre la partie ventrale et cylindrique de la fusée (150) et un berceau de support (149) sur le second étage (143).

39. Aéronef selon la revendication 38, caractérisé en ce qu'il comprend un quatrième étage, du type navette spatiale (158), supporté par un troisième étage (150) et comportant un bloc arrière amovible de moteurs-fusées (160), qui est caréné vers l'arrière par une coiffe larguable (161) formant réservoir de carburant pour le second étage, et surmontée d'une dérive centrale (162), la navette (158) étant raccordée au troisième étage (150) par au moins un réservoir larguable profilé de raccordement (163) pour le quatrième étage, et à formes complémentaires entre l'intrados sensiblement plan de la navette (158) et la partie dorsale du troisième étage (150).

40. Aéronef selon la revendication 39, caracté-risé en ce qu'il comprend un quatrième étage du type navette spatiale (158) monté à l'extrémité avant de la fusée (150) et présentant une voilure delta simple ou double dont les extrémités latérales sont pourvues d'ailettes (159) pivo-tantes à incli-naison réglable entre une position basse, dans laquelle elles constituent des mâts d'intrados de support sur l'extrados du plan canard (132) de l'avion-porteur, et une position haute dans laquelle elles constituent des dérives d'extrados pour le retour dans l'atmosphère.

41. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel lesdits fuselages ne sont pas assimilables à des poutres latérales de faibles maitre-couples ne recevant pour l'essentiel que des moteurs avant ou trains d'atterissages.

42. Aéronef selon la revendication 41, dans lequel lesdites trois surfaces portantes sont utilisées d'une manière permanente en portance et en équilibrage autour de l'axe de tangage pendant toute la durée du vol.

43. Aéronef selon la revendication 42, dans lequel ladite seconde surface portante est implantée sur les fuselages dans une position prédéterminée très reculée vers l'arrière pour des raisons d'équilibrage autour de l'axe de tangage provenant de l'utilisation permanente de trois surfaces portantes positives pendant toute la durée du vol, et afin que le sillage perturbé du plan canard en décrochage aérodynamique, passe bien au dessus de l'aile centrale et du plan fixe central en provoquant un couple piqueur correcteur efficace, grâce à cette position très reculée de la deuxième surface portante, tout en gardant l'usage des gouvernes de profondeur de l'empennage horizontal arrière, surtour celles de ses éléments externes aux fuselages latéraux ou à leurs dérives.

44. Aéronef selon la revendication 43, dans lequel chacun desdits empennages avant et arrière est pourvu de surfaces portantes d'importances similaires mais de formes différentes, l'empennage avant ayant une forme moins élancée que la forme de l'empennage arrière qui lui confère un rôle de liaison structurale plus important.

45. Aéronef selon la revendication 44, dans lequel ledit plan canard avant dispose d'un moment d'équilibrage en tangage supérieur à celui de l'empennage horizontal arrière.

46. Aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un réservoir de carburant et au moins un moteur (51) et au moins un atterrisseur principal et central (50), fixé dans ou à une aile centrale (43), sur la partie avant triangulaire en porte-à-faux de cette aile centrale.

47. Aéronef selon la revendication 33, caractérisé en ce qu'il porte, au moins partiellement au-dessus de son aile centrale (103) un dôme rotatif (121) d'une installation de détection ou de communication qui est un radar, le dôme (121) étant soutenu par deux paires de mâts (123) d'étais en V inversé, prenant appui sur les fuselages latéraux (101), équipés chacun d'au moins un vérin télescopique, pour la correction de la hauteur du dôme (121), ou de l'incidence ou de l'assiette latérale, afin d'effectuer en vol des manoeuvres d'évitements de missiles, à accélérations élevées, dans le but d'échapper à des menaces de destructions.

48. Aéronef selon la revendication 36, caractérisé en ce qu'il comprend un second étage (143) destiné à supporter lui même un lanceur spatial ou véhicule orbital du type fusée porte satellite (150) ou une navette spatiale (158), et agencé en avion-fusée ou engin à aile delta élancée (143), munie d'élevons (145) au bord de fuite et d'au moins une dérive (146) centrale ou latérale, supérieure ou inférieure, et portant en saillie sous l'avant de son intrados un empennage avant en V inversé à
inclinaison variable (147) constituant deux mats de support sur l'extrados du plan canard avant (132), et, en saillie sous l'arrière de son intrados, une quille ventrale double (148) équipée d'au moins une gouverne de direction (148a) et constituant deux mâts de support sur l'extrados de l'aile centrale (133), l'aile delta élancée se prolongeant par un apex (149) formant un berceau de lanceur spatial ou véhicule orbital, et étant équipée d'un ensemble propulsif (144) comprenant au moins un statoréacteur ou turboréacteur ou au moins un moteur-fusée à poudre ou à propergol liquide.

49. Aéronef selon la revendication 36, caractérisé en ce qu'il comprend un troisième étage, destiné
à supporter lui-même un véhicule orbital, du type navette spatiale (158), et agencé en fusée (150) comportant à
l'arrière un bloc amovible (151) incorporant des moteurs-fusées (152), qui est caréné vers l'arrière par une coiffe larguable (156) formant réservoir de carburant pour le second étage, et en avant duquel la fusée (150) comporte au moins un étage-réservoir larguable (153), la fusée (150) étant raccordée au second étage (143) par au moins un réservoir profilé de raccordement (155), intégré au second étage, et à formes complémentaires, entre la partie ventrale et cylindrique de la fusée (150) et un berceau de support (149) sur le second étage (143).

50. Aéronef selon la revendication 36, 37 ou 48, caractérisé en ce qu'il comprend un quatrième étage, du type navette spatiale (158), supporté par un troisième étage (150) et comportant un bloc arrière amovible de moteurs-fusées (160), qui est caréné vers l'arrière par une coiffe larguable (161) formant réservoir de carburant pour le second étage, et surmontée d'une dérive centrale (162), la navette (158) étant raccordée au troisième étage (150) par au moins un réservoir larguable profilé de raccordement (163) pour le quatrième étage, et à formes complémentaires entre l'intrados sensiblement plan de la navette (158) et la partie dorsale du troisième étage (150).

51. Aéronef selon la revendication 50, caractérisé en ce qu'il comprend un quatrième étage du type navette spatiale (158) monté à l'extrémité avant de la fusée (150) et présentant une voilure delta simple ou double dont les extrémités latérales sont pourvues d'ailettes (159) pivotantes à inclinaison réglable entre une position basse, dans laquelle elles constituent des mâts d'intrados de support sur l'extrados du plan canard (132) de l'avion-porteur, et une position haute dans laquelle elles constituent des dérives d'extrados pour le retour dans l'atmosphère.

52. Aéronef selon la revendication 12, caractérisé en ce que les deux éléments des plans canards de l'empennage avant sont, soit deux éléments trapézoïdaux (172a-222a) encastrés chacun dans le fuselage central (171a-221a) dont le bord d'attaque présente une flèche positive plus prononcée que celle du bord de fuite, sensiblement similaire à celles des ailes externes (174-224), soit deux éléments en forme de parallélogrammes (172b-222b) dotés d'une flèche moyenne comparable.