FR2937302A1 - Avion a empennage queue-de-morue. - Google Patents

Abstract

Un avion (1) comporte un fuselage (2) de forme allongée suivant un axe longitudinal X de l'avion et au moins une aile (3) fixée au fuselage entre une extrémité avant et une extrémité arrière (25) du fuselage. Le fuselage (2) comporte une partie centrale (21) sensiblement cylindrique et une partie évolutive arrière (23) sur laquelle est fixé un empennage vertical (4, 4a). Entre une section de raccordement (231) de la partie arrière (23) avec la partie centrale (21) du fuselage et l'extrémité arrière (25) : - la largeur maximale de chaque section du fuselage est constante ou croissante vers l'arrière jusqu'à une largeur maximale L du fuselage ; - la hauteur de chaque section du fuselage est décroissante vers l'arrière, de telle sorte que l'extrémité arrière du fuselage forme un bord de fuite de faible épaisseur sensiblement horizontal dans le repère avion et sensiblement rectiligne.

Description

Avion à empennage queue-de-morue La présente invention appartient au domaine des avions et plus particulièrement des avions comportant un fuselage auquel est fixé un ensemble d'empennage en partie arrière. Dans une architecture connue et aujourd'hui la plus mise en oeuvre pour la réalisation des avions de transport commerciaux, un avion comporte essentiellement un fuselage plus ou moins allongé auquel est fixée une aile dans une position médiane suivant la longueur du fuselage et auquel est fixé dans une partie arrière un ensemble d'empennage, un empennage horizontal et un empennage vertical, comportant diverses surfaces aérodynamiques pour assurer la stabilité aérodynamique de l'avion et sa manoeuvrabilité au moyen de gouvernes associées aux empennages. La figure 1 présente un exemple de partie arrière d'un fuselage 2 portant un ensemble d'empennages suivant cet art antérieur. Pour éviter une traînée de culot du fuselage trop importante, la partie arrière du fuselage est effilée et sa section diminue progressivement en hauteur et en largeur depuis une section courante de fuselage, correspondant à la partie arrière d'une partie de fuselage sensiblement cylindrique, vers une section de fin de fuselage beaucoup plus petite. Cette partie arrière du fuselage est souvent désignée cône arrière en 20 raison de sa forme d'ensemble voisine d'un tronc de cône. Sur le cône arrière sont fixés d'une part un empennage horizontal 10 et d'autre part un empennage vertical ou dérive 11 formés de surfaces aérodynamiques spécialisées qui sont fixées sur les côtés et sur le dessus du fuselage 2. 25 Ce type d'empennage, très bien connu des concepteurs d'avion, présente cependant au moins deux inconvénients principaux. Premièrement l'installation des empennages dans une zone unique de dimensions réduites du fuselage est complexe sur le plan structural, compte tenu des efforts devant être repris par le fuselage arrière et sur le plan de l'installation des systèmes, en particulier en raison de l'empennage horizontal généralement mobile. Deuxièmement, du fait de la diminution des sections dans le cône arrière et des volumes occupés par les systèmes des empennages, la cabine pressurisée ne peut pas être prolongée vers l'arrière aussi loin qu'il serait souhaitable et la partie arrière de la cabine présente le plus souvent une largeur réduite qui limite les capacités d'aménagement de cette zone de la cabine. Ainsi, le plus souvent la partie arrière d'un fuselage et ses empennages 10 s'avèrent pénalisant en terme de masse, de surface mouillée et de volume utile du fuselage. Suivant une autre architecture, les avions à empennage canard utilisent un empennage horizontal non plus à l'arrière du fuselage mais au contraire dans une partie avant du fuselage, en avant de l'aile. 15 Cette architecture est rarement mise en oeuvre comparativement à la solution des empennages arrières à l'exception de petits avions ou d'avion d'armes pour lesquels les problèmes aérodynamiques liés aux empennages canards sont plus aisément résolus que sur les avions commerciaux de dimensions plus importantes et de répartition de charge utile moins maîtrisable. 20 Bien que dans ce cas les empennages horizontaux à l'avant se trouvent éloignés et indépendant de l'empennage vertical arrière, il est toujours nécessaire de diminuer la section du fuselage en partie arrière dans un cône arrière. En outre, l'installation de l'empennage horizontal sur le fuselage doit se faire dans une zone pressurisée du fuselage et pénalise une zone du fuselage 25 dans laquelle se trouve la charge utile. Afin de réduire les pénalités aérodynamiques et en masses des solutions de l'art antérieur, l'invention propose une nouvelle forme de partie arrière de fuselage. L'avion suivant l'invention comporte de manière connue un fuselage de 30 forme allongée suivant un axe longitudinal X de l'avion orienté positivement vers l'avant de l'avion et au moins une aile fixée au fuselage entre l'extrémité avant et l'extrémité arrière du fuselage comportant lui-même une partie centrale sensiblement cylindrique et une partie évolutive arrière sur laquelle est fixé un empennage vertical. Sur l'avion de l'invention la partie arrière du fuselage est de forme aplatie.

Cette forme aplatie en queue-de-morue est telle que, entre une section de raccordement de la partie arrière avec la partie centrale du fuselage et l'extrémité arrière du fuselage : - la largeur maximale de chaque section du fuselage est constante ou croissante vers l'arrière en direction des X négatifs jusqu'à une largeur maximale L du fuselage ; - la hauteur de chaque section du fuselage est décroissante vers l'arrière en direction des X négatifs, de telle sorte que l'extrémité arrière du fuselage forme un bord de fuite de faible épaisseur sensiblement horizontal dans un repère avion et sensiblement rectiligne sur la largeur L. La forme aplatie en queue-de-morue assure le rôle d'une surface de stabilisation autour d'un axe de tangage de l'avion qui évite le recours à un empennage horizontal conventionnel et afin d'assurer le pilotage et le contrôle autour de l'axe de tangage, la partie arrière du fuselage comporte une gouverne de fuselage articulée sur le fuselage autour d'un axe sensiblement horizontal dans le repère avion et dont le bord de fuite correspond à l'extrémité du fuselage. La gouverne de bord de fuite est avantageusement pourvue du côté de son bord de fuite d'une gouverne secondaire articulée autour d'un axe sensiblement horizontal dans le repère avion et dont les dimensions réduites par rapport à celles de la gouverne de fuselage permette de réaliser un contrôle aérodynamique fin ou de modifier les moments de charnière de la gouverne de fuselage. L'agencement de la gouverne de profondeur dans la partie arrière du fuselage permet de disposer d'un volume utilisable supérieur à celui disponible dans le cas de l'utilisation d'un profil mince d'empennage horizontal conventionnel pour articuler la gouverne de fuselage au niveau d'un cadre arrière du fuselage et assurer les mouvements de la gouverne par un actionneur solidaire d'un cadre situé en avant du cadre arrière. Pour la stabilité et le contrôle autour de l'axe vertical, l'axe de lacet, l'avion comporte un empennage vertical fixé au fuselage sur la partie arrière du fuselage qui présente en raison de sa forme aplatie une rigidité transversale élevée. Suivant les exigences de stabilité et de contrôle et suivant les surfaces de dérives nécessaires, l'empennage vertical comporte avantageusement deux dérives latérales fixées sur des bords de ladite partie arrière, et dans une forme préférée de réalisation pour améliorer les performances aérodynamiques de la ou des gouvernes de fuselage, chaque dérive verticale comporte en partie inférieure à proximité du fuselage une paroi intérieure, du coté du plan vertical de symétrie de l'avion, sensiblement verticale afin de maintenir un espace aussi réduit que possible entre la dérive et l'extrémité concernée de la gouverne de profondeur lorsque la gouverne est braquée vers le haut. Dans un mode de réalisation, les dérives latérales sont prolongées sous le fuselage par des quilles qui présente également pour les mêmes raisons des parois sensiblement verticales du côté du plans vertical de symétrie de l'avion. Par leurs surface aérodynamiques, les quilles améliorent également la stabilité autour de l'axe de lacet et protègent le cas échéant le fuselage arrière et la ou les gouvernes de fuselage d'un contact avec le sol lors de la rotation de l'avion au décollage en particulier. Dans une forme particulière pour augmenter la surface aérodynamique de stabilité ou de contrôle en tangage, les deux dérives latérales sont inclinées vers l'extérieur de sorte à former une structure d'empennage papillon dont les dérives sont distantes au niveau des liaisons des dites dérives latérales avec le fuselage. Dans une autre forme pour obtenir un résultat équivalent mais sans affecter les capacités de contrôle autour de l'axe de lacet, une surface aérodynamique sensiblement horizontale, pouvant comporter une gouverne de bord de fuite, est fixée dans une partie supérieure des dérives, par exemple par l'intermédiaire de formes courbes de la surface horizontale en question pour former un empennage annulaire ou par des liaisons à angles vifs pour former un empennage en H, pour renforcer les effets du fuselage aplati. Dans une autre forme pour augmenter la surface de stabilisation et de contrôle autour de l'axe de tangage, des surfaces aérodynamiques sensiblement horizontales agencées au-delà des bords du fuselage proches de l'extrémité du fuselage et dont des bords de fuite sont sensiblement dans le prolongement du bord de fuite de l'extrémité arrière du fuselage. Pour les besoins d'augmenter les capacités de l'avion en contrôle autour de l'axe de tangage, chaque extension latérale est articulée autour d'un axe sensiblement horizontal dans le repère avion ou comporte une gouverne de bord de fuite articulée sur une partie fixe de ladite extension latérale autour d'un axe sensiblement parallèle au bord de fuite. Dans un mode de réalisation l'avion comporte au moins un moteur fixé au fuselage au-dessus de la partie arrière du fuselage, installation avantageuse 15 en particulier sur le plan acoustique. La description détaillée d'exemples de réalisation de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent schématiquement : Figure 1 : déjà citée, une vue en perspective d'un fuselage arrière d'un avion connu avec des empennages conventionnels ; 20 Figures 2a et 2b : des vues en perspective d'un fuselage arrière d'un exemple d'avion suivant l'invention ; Figure 3 : une vue d'ensemble en perspective d'un exemple d'avion suivant l'invention ; Figures 4a à 4d : des vues de profil (figure 4a), de dessus (figure 4b), de 25 face (figure 4c) et de l'arrière (figure 4d) de l'avion de la figure 3, Figure 5 : une vue de côté de l'extrémité arrière du fuselage sans la dérive du côté observé ; Figure 6 : une vue écorchée de la partie arrière de l'avion de la figure 3 ; 30 Figure 7 : un détail d'installation de la gouverne de fuselage ; Figures 8a et 8b : vues perspectives de parties arrières de variantes de l'avion suivant l'invention avec des extensions latérales ; Figure 9a : vue perspective de la partie arrière d'une variante de l'avion suivant l'invention avec un empennage annulaire ; Figure 9b : vue perspective de la partie arrière d'une variante de l'avion suivant l'invention avec un empennage en H ; Figure 10 : vue perspective de la partie arrière d'une variante de l'avion suivant l'invention avec un moteur arrière fixé sur le fuselage. Comme illustré à titre d'exemple non limitatif sur la figure 3 en perspective et sur les figures 4a à 4d suivant différentes vues en projection, un avion 1 suivant l'invention comporte un fuselage allongé 2, une aile 3 fixée au fuselage et un empennage vertical 4 fixé au fuselage sur une partie du fuselage 2 situé sensiblement en arrière de l'aile 3. Conformément aux conventions utilisées dans le domaine de la conception des avions, l'avion 1 est, pour les besoins de la description, associé à un repère avion défini par : - un axe X correspondant à un axe longitudinal de l'avion 1 et du fuselage 2, orienté positivement vers l'avant de l'avion dans le sens du vol ; un axe Z correspondant à un axe vertical de l'avion 1, c'est à dire un axe perpendiculaire à l'axe X dans un plan de symétrie vertical XZ de l'avion, et orienté positivement vers le bas de l'avion ; un axe Y perpendiculaire au plan de symétrie vertical avion XZ et formant avec les axes X et Z un trièdre direct, c'est à dire que Y est orienté positivement vers la droite de l'avion 1. Le fuselage 2 allongé comporte une partie centrale sensiblement cylindrique 21, par exemple de section circulaire ou de section multi-lobée ou encore de section elliptique, ainsi qu'à l'avant de ladite partie centrale une partie évolutive avant 22 dans laquelle se trouve en général un poste de pilotage et à l'arrière une partie évolutive arrière 23 sur laquelle est fixé l'empennage vertical 4.

L'aile 3 est fixée au fuselage 2 dans une partie basse du fuselage, du côté des Z positifs, comme sur les illustrations ou bien est fixé dans une partie haute du côté des Z négatifs ou encore dans une position en hauteur intermédiaire, solutions non illustrées. De manière connue des moteurs de propulsion 5, par exemple des réacteurs, sont fixés à l'aile. La partie évolutive arrière 23 du fuselage 2 correspond à une forme s'aplatissant progressivement vers l'arrière dont une hauteur suivant la direction Z diminue continûment depuis une section avant 231 de raccordement avec la partie centrale 21 jusqu'à une extrémité arrière 25 du fuselage au niveau de laquelle la hauteur est sensiblement nulle, en pratique l'épaisseur d'un bord de fuite de gouverne aérodynamique comme il sera compris par la suite de l'exposé, qui est faible devant les autres dimensions caractéristiques de la gouverne. En outre, a contrario de la hauteur suivant la direction Z, la largeur suivant la direction Y de la partie évolutive arrière 23 reste au moins égal à une largeur maximale du fuselage dans la partie centrale 21 et augmente continûment depuis la section avant 231 de raccordement jusqu'à l'extrémité arrière 25. L'expression augmente continûment est ici à considérer dans un sens général, c'est à dire que localement ladite largeur maximale augmente ou bien reste constante. En particulier la forme de la partie arrière est telle que la largeur maximale du fuselage dans cette partie peut être maintenue constante sur une distance suivant X plus ou moins importante. Dans l'exemple illustré sur les figures 3, 4b, 4c et 4d la largeur de la partie arrière 23 est sensiblement constante d'une part dans la zone avant de ladite partie arrière en arrière de la section avant 231 de raccordement et d'autre part dans une zone arrière de la dite partie arrière proche de l'extrémité 25.

La définition précise des formes vues de dessus de la partie arrière 23 du fuselage relève à la fois de contraintes aérodynamiques et de contraintes d'aménagement de l'avion et est à la portée de l'homme du métier dés lors que les principes de l'avion suivant l'invention sont appliqués. Prés de l'extrémité arrière 25 du fuselage 2, c'est à dire dans la zone se terminant avec une hauteur sensiblement nulle, le fuselage présente donc une largeur L au moins égale, et de préférence supérieure, à la largeur maximale du fuselage 2 de l'avion 1 dans la partie centrale, lui donnant une forme dite en queue-de-morue. Ladite extrémité arrière forme un bord de fuite, sensiblement rectiligne, de la partie arrière 23 du fuselage. Avantageusement une gouverne aérodynamique 6, dite gouverne de 5 fuselage, est agencée dans cette partie arrière du fuselage 2 au niveau du bord de fuite à l'extrémité arrière 25. L'empennage vertical 4 comporte dans l'exemple illustré deux dérives sensiblement verticales fixées au fuselage de chaque côté, située prés de l'extrémité arrière 25. 10 De manière connue les dérives sont pourvues de gouvernes de bord de fuite pour assurer le contrôle de l'avion autour de l'axe Z dit axe de lacet. Les dites gouvernes de contrôle en lacet sont limitées dans leurs extensions en parties basses, du coté du fuselage 2 de sorte que des interférences entre la gouverne de fuselage 2 et lesdites gouvernes de contrôle 15 en lacet soient évitées lorsque les gouvernes sont braquées. Ces caractéristiques de la partie arrière 23 du fuselage apparaissent plus clairement sur les détails des figures 2a et 2b présentés en vue perspective. Comme illustré sur la figure 5, qui représente la partie arrière 23 du fuselage vue de côté, la dérive en premier plan n'étant pas représentée, la 20 gouverne de fuselage 6 est articulée sur la structure du fuselage 2 afin de pouvoir être braquée vers le haut ou vers le bas en pivotant autour d'un axe 61 sensiblement parallèle à l'axe des Y. La gouverne de fuselage 6 en raison de sa position arrière et du sens de ses débattements constitue donc une gouverne de contrôle des mouvements de 25 l'avion autour de l'axe Y de tangage, c'est à dire une gouverne de profondeur au même titre qu'une gouverne d'empennage horizontal conventionnel. Le fuselage arrière 23 par sa forme aplatie constitue une surface stabilisatrice en tangage et participe à l'efficacité de la gouverne de fuselage 6 dans son prolongement qui fonctionne comme un élément de la courbure arrière 30 de ladite surface stabilisatrice du fuselage. Une particularité de la gouverne de fuselage 6 vient d'une part de l'épaisseur relative de celle-ci au niveau de son raccordement avec le fuselage 2 qui est avantageusement plus importante que celle d'une gouverne conventionnelle d'empennage horizontal, en raison de l'effilement du fuselage arrière comparé à un profil aérodynamique mince d'empennage horizontal conventionnel, et d'autre part de la possibilité pour le concepteur de l'avion de définir la corde C, c'est à dire la longueur suivant la direction X, de ladite gouverne de fuselage. L'épaisseur de la gouverne 6 est avantageusement mise à profit pour réaliser des structures plus simples et plus légères et la possibilité de définir la longueur de la corde C avec une relative souplesse permet de réaliser la gouverne de fuselage 6 avec l'efficacité nécessaire compte tenu des exigences de stabilité et de manoeuvrabilité de l'avion. Sur la figure 6 est présentée en vue écorchée la partie arrière 23 de fuselage. La partie arrière 23 de fuselage comporte, dans le cas d'aménagement illustré, une zone avant correspondant à une partie arrière d'une cabine pressurisée 24 de l'avion, ladite partie arrière se terminant par un fond étanche 241. A la position suivant la direction longitudinale X le long du fuselage du fond étanche 241, la forme du fuselage présente par rapport à la section sensiblement constante de la partie centrale du fuselage une évolution se traduisant par une diminution de hauteur de la section de fuselage considérée. En arrière du fond étanche 241, la partie arrière 23 de fuselage comporte une zone non pressurisée 232 de laquelle zone ne sont représentés schématiquement que des cadres 233 de structure dont les formes évoluent depuis la forme du fond étanche 241 vers des formes de plus en plus aplaties, c'est à dire une diminution de la hauteur de la section plus le cadre considéré est situé vers l'arrière, c'est à dire les X négatifs. En outre les cadres 233 ont des largeurs qui augmentent ou au moins restent sensiblement constantes localement plus le cadre considéré est situé vers l'arrière jusqu'à un dernier cadre fixe 233b dit cadre arrière sur lequel est articulé la gouverne de fuselage 6. L'aplatissement progressif, mais suffisamment rapide pour évoluer de manière régulière vers l'épaisseur faible de l'extrémité arrière 25, de la structure du fuselage dans la zone non pressurisée 232 ne présente pas de problème particulier qui serait lié à la pressurisation et offre cependant des volumes relativement important pour l'installation de systèmes (non représenté) de l'avion 1 du fait notamment de l'absence d'une structure traversante d'empennage horizontal conventionnel. La figure 7 illustre schématiquement un détail des derniers cadres de structure de la partie arrière 23 et de la gouverne 6. La gouverne 6 est articulée autour de l'axe 61 sur le cadre arrière 233b et un actionneur 62 solidaire de la gouverne 6, ici un actionneur linaire, repris à une extrémité opposée à la gouverne sur un cadre 233a en avant du cadre arrière 233b, permet de modifier la position angulaire de la gouverne autour de l'axe 61. Dans un mode de réalisation, la gouverne de fuselage 6 comporte elle-15 même à son bord de fuite une gouverne secondaire 6a de dimensions, en particulier de corde, réduites. Comme la gouverne de fuselage 6, la gouverne secondaire 6a est mobile en rotation autour d'un axe parallèle à l'axe Y. Dans une forme de réalisation, illustrée sur la figure 7, la gouverne 20 secondaire 6a est une gouverne d'extrados placée sur le dessus de la gouverne de fuselage 6 et qui est mobile essentiellement du coté de la partie supérieure de ladite gouverne de fuselage. Dans une autre forme de réalisation, non illustrée, la gouverne secondaire 6a est dans le prolongement de la gouverne de fuselage 6 dont elle 25 forme la partie la plus proche du bord de fuite et est mobile vers le haut et vers le bas d'un plan moyen de ladite gouverne de fuselage. La gouverne secondaire suivant différents modes d'utilisation connus est déplacée en rotation indépendamment de la gouverne 6, par exemple en mode gouverne grande vitesse, ou bien est déplacée en fonction de la gouverne 6 dans 30 un sens inverse à ladite gouverne 6, par exemple pour diminuer le moment de charnière de la gouverne 6, ou bien est déplacée en fonction de la gouverne 6 dans un même sens que ladite gouverne 6, par exemple pour éviter un moment de charnière nul ou trop faible de la gouverne de fuselage 6 ou pour augmenter l'effet aérodynamique de la gouverne de fuselage 6. A nouveau sur la figure 6, les dérives de l'empennage vertical 4 sont fixées sur les côtés du fuselage dans une zone proche du bord du fuselage près 5 de l'extrémité arrière 25. Dans une forme préférée de réalisation, comme illustré sur les figures, chaque dérive latérale 4 comportent en partie basse à proximité et au-dessus du fuselage un pied de dérive 41 dont les parois, au moins une paroi du coté du plan vertical de symétrie XZ est sensiblement vertical de telle sorte que lors des 10 mouvements vers le haut de la gouverne de fuselage 6 et le cas échéant de la gouverne secondaire 6a, l'espace entre la ou les gouvernes et la dérive reste aussi réduit que possible, éventuellement nul par l'utilisation de joints glissants. De manières similaires et pour rechercher le même résultat lorsque la ou les gouvernes sont braquées vers le bas, chaque dérive 4 est prolongée dans une 15 partie inférieure sous le fuselage par une quille 42 sensiblement verticale au moins pour une paroi du coté du plan vertical de symétrie XZ. En évitant la formation d'une espace significatif entre les gouvernes et les parois latérales des dérives, l'efficacité aérodynamique des gouvernes se trouve améliorée de manière significative du fait de l'effet sur l'écoulement 20 aérodynamique aux extrémités des gouvernes par rapport à des extrémités libres. Les efforts sur les dérives sont avantageusement transmis dans la structure du fuselage au niveau de cadres forts 233. En raison de la largeur du fuselage 2 dans cette zone et du côté des X 25 positifs en avant des dérives, le fuselage présente une rigidité d'ensemble qui évite au fuselage des déformations importantes lorsque les dérives exercent des forces latérales et évite donc les solutions structurales complexes et les risques de couplage aéro-élastique en vol qui limitent le domaine de vol de l'avion ou exigent des solutions spécifiques. 30 L'agencement du fuselage d'un avion qui vient d'être présenté s'avère donc particulièrement avantageux à plusieurs titres. Premièrement il évite l'installation d'un empennage horizontal conventionnel rapporté sur le fuselage qui est relativement lourd et complexe et conduit à un empennage horizontal vulnérable en cas de projections de corps étranger dans l'écoulement aérodynamique amont. Deuxièmement il conduit à un fuselage dont les performances 5 aérodynamiques et la masse sont optimisées par rapport à un fuselage se terminant par un cône de queue : - en absence d'un empennage horizontal rapporté les lignes arrières du fuselage, dans sa partie inférieure, sont avantageusement plus tendues avec pour effet d'améliorer la qualité de l'écoulement 10 aérodynamique et de diminuer la traînée de surface et de forme ; - en absence des nécessaires accidents de structure dans le cas d'un empennage horizontal rapporté, et d'une rigidité latérale améliorée, la masse de structure de la partie arrière du fuselage est avantageusement diminuée ; 15 - la présence de la gouverne de fuselage avec un bord de fuite mince limite la traînée de culot du fuselage ; - l'architecture permet des formes de fuselage plus relevées et améliore dans ces cas la garde au sol du fuselage lors de la rotation au décollage et permet de diminuer la hauteur du train d'atterrissage 20 de l'avion 1. La suppression de l'empennage horizontal conventionnel dont les fonctions sont assurées par le fuselage aux formes de l'invention et la gouverne de fuselage permet de diminuer la masse de la structure arrière du fuselage incorporant l'empennage, par rapport à un avion conventionnel, ainsi que de la 25 surface mouillé du même ensemble. Troisièmement, en évitant la nécessaire réduction de la largeur du fuselage dans le cas d'un cône de queue, la cabine pressurisée de l'avion est prolongée vers l'arrière sans réduction sensible de la largeur de la cabine comparée à un fuselage conventionnel ce qui est particulièrement bénéfique tant 30 dans les configurations de cabine pour le transport de passagers, le nombre de passagers de front étant inchangé dans la partie arrière de la cabine, que dans les configurations dites cargo, des conteneurs ou palettes de largeurs normalisées pouvant être utilisée dans ce cas jusqu'au niveau du fond étanche arrière 241. En outre le volume utilisable dans la zone non pressurisée arrière est amélioré et permet par exemple d'agencer un réservoir de carburant arrière de capacité supérieure à celle d'un réservoir d'empennage horizontal connu pour un avion de dimensions équivalentes. Quatrièmement les dimensions de la gouverne de fuselage sont aisément modulables au stade de la conception en largeur et en corde afin d'obtenir pour la gouverne de fuselage les performances voulues pour l'avion en terme de stabilité en tangage et de qualité de pilotage longitudinal, et ceci sans réelle pénalité de la masse de structure de la partie arrière du fuselage en raison de l'épaisseur relative importante de la gouverne. L'invention ne se limite pas à l'exemple de réalisation détaillé ci-dessus et, tout en restant dans les principes de l'invention, s'applique à de nombreuses variantes dont quelques exemples non limitatifs sont donnés ci-après et peuvent être également considérés en combinaison entre eux et ou avec la description détaillée précédente. Dans une variante non illustrée, la gouverne de profondeur est réalisée en deux ou plusieurs parties réparties suivant l'envergure de l'extrémité arrière 25 du fuselage, agencement qui permet de réaliser une redondance des organes de pilotage en profondeur. Suivant une autre variante non illustrée, les dérives 4 sont inclinées par rapport à la verticale, au moins au-dessus d'une partie verticale prés du fuselage, dans une position intermédiaire entre le plan vertical de symétrie XZ et un plan horizontal XY par exemple entre 30 et 45 degrés, sensiblement de manière symétrique par rapport au plan vertical de symétrie, de sorte à former un empennage papillon dans lequel les deux plans aérodynamiques sont distants au niveau de leurs bases fixées au fuselage. Dans cette variante, les dérives assurent par des composantes verticales des forces aérodynamiques sur ces dérives une partie des fonctions de stabilité longitudinale et de contrôle du tangage de l'avion par des gouvernes de bords de fuite.

Dans une autre variante, illustrée sur les figures 8a et 8b, des extensions latérales 7 formées par des surfaces aérodynamiques sensiblement horizontales sont agencées au-delà des bords du fuselage proches de l'extrémité 25 du fuselage. Ces extensions 7, dont des bords de fuite sont sensiblement dans le prolongement du bord de fuite de la gouverne de fuselage 6, ont pour effet d'améliorer si besoins le comportement longitudinal de l'avion sans élargir exagérément le fuselage arrière. Les extensions 7 sont par exemple des surfaces fixes (solution non représentée), dont le rôle est alors limité à augmenter la stabilité longitudinale, ou des surfaces comportant une partie fixe et une gouverne mobile de bord de fuite (comme présenté sur la figure 8a) ou encore des surfaces aérodynamiques constituant des gouvernes monobloc (comme présenté sur la figure 8b). Dans d'autres variantes présentées sur les figures 9a et 9b, pour augmenter la stabilité longitudinale et les capacités de contrôle en tangage de l'avion, une surface additionnelle horizontale 8 est agencée en partie haute des dérives de l'empennage horizontal. La surface additionnelle horizontale 8 est par exemple comme sur la figure 9a raccordée par des formes courbes aux extrémités de ladite surface additionnelle formant un empennage annulaire dont les gouvernes de bord de fuite des différentes parties agissent conjointement pour assurer le contrôle de l'avion. La surface additionnelle horizontale 8 peut également comme représentée sur la figure 9b être rapportée en partie plus ou moins haute sur les dérives 4 avec des jonctions à angles vis pour former une structure d'empennage dit en H. Dans un exemple de réalisation illustré sur la figure 10, un moteur de fuselage 5a est agencé au-dessus du fuselage. Suivant cet agencement d'installation motrice qui permet de diminuer la puissance des moteurs 5 fixés à l'aile, le fuselage 2 de l'avion suivant l'invention s'avère particulièrement avantageuse sur le plan acoustique, la partie arrière 23 du fuselage par sa forme aplatie masquant efficacement les bruits rayonnés vers le bas par l'entrée d'air et la tuyère du moteur de fuselage 5a et les dérives masquant le bruit rayonné par les tuyères vers les côtés. Suivant les dimensions du fuselage et de celles des moteurs mis en oeuvre, plus d'un moteur, par exemple deux ou trois moteurs, sont installés sur le fuselage arrière, conjointement ou non avec des moteurs fixés à l'aile.

Ainsi l'invention permet de réaliser un avion de structure arrière de fuselage simplifiée par rapport aux fuselages conventionnels, plus légère améliorant les volumes utilisables du fuselage.

Claims (1)

1. Revendications1 û Avion (1) comportant un fuselage (2) de forme allongée suivant un axe longitudinal X de l'avion orienté positivement vers l'avant de l'avion et comportant au moins une aile (3) fixée au fuselage entre une extrémité avant et une extrémité arrière (25) du dit fuselage, le fuselage (2) comportant une partie centrale (21) sensiblement cylindrique et une partie évolutive arrière (23) sur laquelle est fixé un empennage vertical (4, 4a) caractérisé en ce que, entre une section de raccordement (231) de la partie arrière (23) avec la partie centrale (21) du fuselage et l'extrémité arrière (25): - une largeur maximale de chaque section du fuselage est constante ou croissante vers l'arrière en direction des X négatifs jusqu'à une largeur maximale L du fuselage ; - une hauteur de chaque section du fuselage est décroissante vers l'arrière en direction des X négatifs, de telle sorte que l'extrémité arrière du fuselage forme un bord de fuite de faible épaisseur sensiblement horizontal dans un repère avion et sensiblement rectiligne sur la largeur L. 2 Avion suivant la revendication 1 dans lequel la partie arrière (23) du fuselage comporte une gouverne de fuselage (6) articulée sur le fuselage autour d'un axe (61) sensiblement horizontal dans le repère avion et dont un bord de fuite correspond à l'extrémité (25) du fuselage. 3 Avion suivant la revendication 2 dans lequel la gouverne de fuselage (6) comporte du côté de son bord de fuite une gouverne secondaire (6a) articulée sur la dite gouverne de fuselage autour d'un axe sensiblement horizontal dans le repère avion. 4 Avion suivant la revendication 3 dans lequel la gouverne de fuselage (6) est articulée sur le fuselage au niveau d'un cadre arrière (233b) du fuselage et mue par un actionneur (62) solidaire d'un cadre (233a) situé en avant du cadre arrière (233b).305 û Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant un empennage vertical (4) fixé au fuselage sur la partie arrière (23) du fuselage, le dit empennage vertical comportant deux dérives latérales (4) fixées sur des bords de ladite partie arrière, les dites dérives latérales comportant chacune dans une partie inférieure (41) à proximité du fuselage (2) une paroi du coté du plan vertical de symétrie XZ sensiblement verticale. 6 - Avion suivant la revendication 5 dans lequel chaque dérive latérale de l'empennage vertical (4) est prolongée dans une partie inférieure sous le fuselage (2) par une quille (42) dont une paroi du coté du plan vertical de symétrie XZ est sensiblement verticale. 7 û Avion suivant la revendication 5 ou la revendication 6 dans lequel les dérives sont inclinées vers l'extérieur, au moins dans une partie supérieure aux parties inférieures (41) des dites dérives de sorte à former une structure d'empennage papillon dont les dérives sont distantes au niveau de liaisons des dites dérives latérales avec le fuselage. 8 û Avion suivant la revendication 5 ou la revendication 6 dans lequel une surface aérodynamique (8) sensiblement horizontale est fixée dans une partie supérieure des dites dérives, raccordée par des formes courbes d'extrémités de ladite surface aérodynamique ou par des jonctions à angles vifs, ladite surface aérodynamique pouvant comporter une ou des gouvernes de bord de fuite. 9 û Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant des extensions latérales (7) constituant des surfaces aérodynamiques sensiblement horizontales agencées au-delà de bords du fuselage proches de l'extrémité (25) du fuselage et dont des bords de fuite sont sensiblement dans le prolongement du bord de fuite de l'extrémité arrière du fuselage. 10 û Avion suivant la revendication 9 dans lequel chaque extension latérale (7) est articulée autour d'un axe sensiblement horizontal dans le repère avion ou comporte une gouverne de bord de fuite articulée sur une partie fixe de ladite extension latérale autour d'un axe sensiblement parallèle au bord de fuite.11 û Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant au moins un moteur fixé au fuselage au-dessus de la partie arrière (23) du fuselage.