Brevet FR2946013A1 — publié le 20101203

Avion comportant une aile mobile suivant l'axe longitudinal du fuselage La présente invention appartient au domaine des avions de transport tels que les avions civils ou les avions militaires de transport. Plus particulièrement l'invention concerne une architecture d'avion assurant un contrôle précis amélioré de l'équilibre longitudinal de l'avion. Pour des raisons de performances, de stabilité et de contrôle, un avion doit respecter certaines contraintes entre les positions relatives, suivant l'axe longitudinal, du centre de gravité de l'avion et de points caractéristiques de l'aérodynamique de l'avion. Non seulement le centre de poussée aérodynamique doit, à l'équilibre en palier, correspondre au centre de gravité de l'avion mais la position des différents foyers aérodynamiques relatifs à l'équilibre en tangage doivent se situer à la fois assez proches du centre de gravité et en général en arrière de ce centre de gravité. En arrière pour des raisons de stabilité naturelle et pour garantir la possibilité de piloter l'avion en cas de défaillance d'un éventuel système d'augmentation de stabilité longitudinal, et suffisamment proche pour des raisons de performances en évitant des angles de braquage élevés, source de traînée aérodynamique, des empennages horizontaux pour assurer l'équilibre longitudinal de l'avion. Ces phénomènes sont parfaitement connus des concepteurs d'avion qui doivent cependant tenir compte du fait que la position du centre de gravité est variable pour un avion donné en particulier du fait du chargement de l'avion qui ne peut pas toujours être totalement maîtrisé, par exemple le nombre et l'emplacement des passagers pour les avions civils de transport de passagers, et au cours d'une mission en raison de la consommation du carburant pendant le vol ainsi que les déplacements des foyers aérodynamiques en fonction du nombre de Mach de vol en raison des phénomènes de compressibilité. Pour répondre à ces exigences, une méthode, historiquement la plus ancienne, consiste à définir l'avion, sa géométrie et les positions autorisées du centre de gravité ou plage de centrage autorisée, afin que l'avion ait, dans toutes les conditions qu'il est susceptible de rencontrer en vol, les qualités de vol acceptables. Dans ce type d'avion, l'équilibre longitudinal de l'avion autour de l'axe de tangage est assuré par l'empennage horizontal dont les angles de braquage permettent d'appliquer des efforts aérodynamiques de portance de l'empennage vers le haut ou vers le bas pour compenser le couple conséquence du décalage du centre de poussé de la portance de l'aile par rapport au centre de gravité qui sont tous les deux évolutifs suivant la direction longitudinale de l'avion en fonction de la mission et au cours d'un vol. Tirant bénéfice des performances des systèmes modernes, certains avions mettent également en oeuvre au cours du vol un transfert de carburant entre des réservoirs principaux dans les ailes et des réservoirs auxiliaires dans une partie arrière de l'avion distante des ailes, en particulier dans l'empennage horizontal arrière, pour déplacer la position du centre de gravité de l'avion. Cette méthode de gestion du centre de gravité est relativement efficace du fait que les réservoirs auxiliaires de l'empennage arrière sont éloignés du centre de gravité et profitent d'un bras de levier important. Cependant cette solution présente l'inconvénient de rendre plus complexe le système carburant, oblige à rendre étanche la structure de l'empennage servant de réservoir et à ajouter des tuyauteries et des pompes de transfert. Cette solution est également limitée par le volume qui peut être contenu 25 par l'empennage arrière ou le cas échéant par un réservoir additionnel de fuselage. De plus, lorsque le carburant doit être consommé, il ne permet plus d'assurer la fonction de déplacement contrôlé du centre de gravité et il est donc nécessaire de concevoir l'avion dans la situation où l'ensemble du carburant sera 30 consommé ce qui limite les capacités d'un tel système par rapport à ce qui serait théoriquement possible et en particulier il n'est pas possible en pratique de diminuer la dimension des empennages autant que si la position du centre de gravité par rapport aux foyers aérodynamiques était parfaitement contrôlée. Pour éviter les inconvénients des solutions connues pour l'équilibrage statique en tangage d'un avion, ou au moins pour en limiter les inconvénients, un avion suivant l'invention dispose de moyens permettant de déplacer longitudinalement l'aile par rapport au fuselage. L'avion comporte de manière connue un fuselage, une aile solidaire du fuselage, par exemple dans une partie médiane suivant une direction longitudinale du fuselage et dans une positon haute ou basse du fuselage, et un ensemble d'empennages solidaire du fuselage. Suivant l'invention l'aile est montée mobile en translation par rapport au fuselage suivant une direction longitudinale X de l'avion sensiblement parallèle à un axe dudit fuselage entre une position extrême avant Xav et une position extrême arrière Xar d'un point de référence de ladite aile de sorte que le centre de gravité de l'avion peut être déplacé longitudinalement pour être positionné précisément à tout moment pendant le vol par rapport au point d'application de la résultante des efforts de portance aérodynamique de l'avion sans empennage. La liaison mobile entre l'aile et le fuselage est assurée au niveau d'un caisson central de l'aile déterminé principalement à l'avant par un longeron avant, à l'arrière par un longeron arrière et latéralement par des nervures d'emplantures de l'aile qui forment une structure rigide de la partie de l'aile traversant le fuselage. Pour obtenir la résistance structurale et la rigidité associé au seul déplacement longitudinal autorisé, l'aile est montée mobile par rapport au fuselage par au moins deux poutres parallèles, sensiblement parallèles à l'axe longitudinal du fuselage, et de préférence ces poutres sont solidaires du fuselage au moins au niveau d'un cadre fort avant du fuselage situé en avant du caisson central et d'un cadre fort arrière du fuselage situé en arrière du caisson central. Les poutres traversent le caisson central par des ouvertures des longerons avant et arrière ce qui autorise le glissement longitudinal de la voilure sans augmenter la hauteur nécessaire pour maintenir l'aile solidaire du fuselage et ce qui garanti que l'aile reste solidaire du fuselage en cas d'une éventuelle défaillance du système de glissement aussi longtemps au moins que l'aile conserve son intégrité structurale. Pour permettre le glissement longitudinal suivant X sans déplacement dans les autres directions, des moyens de guidage solidaires du caisson central et prenant appui sur les poutres permettent le mouvement de l'aile vers l'avant et vers l'arrière sans déplacement sensible suivant des directions verticales ou latérales de l'avion, en particulier en assurant aux moyens de guidage les serrages suffisants des poutres et des mécanismes de rattrapage des jeux fonctionnels. Dans un exemple de réalisation permettant de garantir la tenue des efforts en service, le maintien de faibles jeux fonctionnels et de risque minimum de blocage, les moyens de guidage comporte des rouleaux solidaires de structures du caisson central et prenant appui sur les poutres. De tels rouleaux permettent de reprendre des efforts importants et de réaliser des conceptions structurales avec les redondances nécessaires pour garantir le niveau de sécurité recherché pour une telle liaison entre l'aile et le fuselage d'un avion. Dans un mode de réalisation, les poutres sont de sections rectangulaires et des rouleaux d'axes sensiblement verticaux assurent le guidage latéral de l'aile alors que des rouleaux d'axes sensiblement horizontaux assurent le guidage vertical de l'aile en autorisant le déplacement longitudinal. Par exemple, deux poutres traversent chacune un caisson secondaire du caisson central entre une nervure d'emplanture et une nervure interne sur lesquelles nervures sont fixés tout ou partie des moyens de guidage. Les caissons secondaires permettent de réaliser une structure de caisson central renforcée et rigide sur laquelle les moyens de guidage sont avantageusement fixés. Pour assurer le déplacement pendant le vol de l'aile par rapport au fuselage, au moins un actionneur, solidaire à une première extrémité du caisson central et à une seconde extrémité d'une structure du fuselage, assure le déplacement et le maintien en position de l'aile par rapport au fuselage. Pour reprendre efficacement les efforts devant transiter entre l'aile et le fuselage suivant la direction longitudinale X, le ou les actionneurs sont solidaires d'un cadre d'appui avant du fuselage situé en avant du cadre fort avant pour un actionneur dont la première extrémité est solidaire du caisson central au niveau du longeron avant et/ou sont solidaires d'un cadre d'appui arrière du fuselage situé en arrière du cadre fort arrière pour un actionneur dont la première extrémité est solidaire du caisson central au niveau du longeron arrière. Pour bénéficier des avantages apportés par le rapprochement du centre de gravité de l'avion et du point d'application de la force de portance aérodynamique de l'avion sans empennages, les positions extrêmes avant Xav et arrière Xar du point de référence de l'aile par rapport au fuselage sont telles que le centre de gravité de l'avion et le point d'application de la force de portance aérodynamique de l'avion sans empennages peuvent être maintenus suivant la direction longitudinale X à une distance Dgp sensiblement constante quelles que soient le chargement de l'avion (1) et le point de vol de l'avion du domaine de vol autorisé, et de préférence la distance Dgp est telle que la force de portance aérodynamique de surface portante qu'un empennage horizontal de l'ensemble d'empennage est sensiblement nulle pour les besoins de l'équilibrage longitudinal statique en tangage autour d'un axe parallèle à l'axe Y de l'avion. Lorsque les conditions sont ainsi remplies pour diminuer sensiblement la surface de l'empennage horizontal par rapport à une conception conventionnelle, avantageusement l'empennage horizontal est constitué de gouvernes sabres monoblocs articulées par rapport au fuselage, ces gouvernes étant dimensionnées par des critères de contrôle et stabilité dynamiques de l'avion, les gouvernes sabre permettant de diminuer la traînée aérodynamique de l'empennage. L'avion suivant l'invention est décrit en référence aux figures qui représentent schématiquement : figure 1 : une vue en perspective d'un exemple d'avion suivant l'invention en configuration de vol en croisière ; figure la : un détail de la partie arrière de l'avion de la figure 1 illustrant en perspective l'ensemble d'empennages arrières ; figures 2a, 2b, 2c : des vues de face, de profil et de dessus de l'avion de la figure 1 ; figure 3a : une vue en perspective d'un écorché de la zone du fuselage au niveau de la jonction avec l'aile montrant les éléments principaux de la structure ; figure 3b : une de profil de l'écorché de la figure 3a ; figure 4a : une vue en perspective similaire à l'écorché de la figure 3a illustrant de manière fictive une demi-aile en position extrême avant et une demi-aile en position extrême arrière ; figure 4b : une vue de dessus de l'écorché de la figure 4a ; figure 5a : une vue de dessus d'un écorché de la zone du fuselage au niveau de la jonction avec l'aile illustrant l'aile en position extrême avant ; figure 5b : une vue de dessus d'un écorché de la zone du fuselage au niveau de la jonction avec l'aile illustrant l'aile en position intermédiaire ; figure 5c : une vue de dessus d'un écorché de la zone du fuselage au niveau de la jonction avec l'aile illustrant l'aile en position extrême arrière ; figure 6a : une vue en perspective de la zone de jonction entre le fuselage et l'aile montrant le carénage de raccordement aile- fuselage ; Figure 6b : une vue similaire à la vue de la figure 6a avec le carénage retiré ; Figures 7a et 7b : des vues en perspective de la partie arrière de l'avion illustrant des variantes d'arrangement d'empennages arrières. La figure 1 et les figures 2a, 2b et 2c illustrent un exemple d'avion 1 suivant l'invention comportant principalement un fuselage 2, une aile 3 comportant des réacteurs 5 fixés sous l'aile, un ensemble d'empennages 4 fixé au fuselage dans une partie du fuselage en arrière de l'aile 3. L'avion 1 est associé pour les besoins de la description à un repère 30 conventionnel défini par trois directions orthogonales : -une direction X parallèle à un axe longitudinal de l'avion, parallèle à un axe du fuselage, orienté positivement vers l'avant de l'avion suivant le sens de déplacement en vol ; - une direction Z perpendiculaire à la direction X et orienté positivement vers le bas ; - une direction Y perpendiculaire à un plan XZ déterminé par les directions X et Z, orienté positivement vers la droite. Les expressions relatives de position ou de direction ont donc dans la description le sens commun qu'elles ont dans un repère de l'avion, et notamment: devant ou vers l'avant signifie dans la direction des X positifs, et derrière ou vers l'arrière dans la direction des X négatifs ; dessous ou vers le bas signifie dans la direction des Z positifs et dessus ou vers le haut dans la direction des Z négatifs ; à droite ou vers la droite signifie dans la direction des Y positifs et à gauche ou vers la gauche dans la direction des Y négatifs, sur un côté signifiant indifféremment du côté des X positifs ou des X négatifs suivant le cas. L'avion 1 de l'invention dans l'exemple illustré est d'une architecture générale d'un avion de transport à aile haute. Le fuselage 2 est un fuselage allongé comportant principalement une partie centrale 21 plus ou moins longue et sensiblement cylindrique, dans l'exemple illustré de section circulaire, et d'axe parallèle à l'axe longitudinal X de l'avion 1. La partie centrale 21 est prolongée à l'avant par une partie avant évolutive 22, dite pointe avant, dans laquelle est situé le poste de pilotage de l'avion, et à l'arrière une partie arrière évolutive 23, dite pointe arrière, dans laquelle les sections suivant un plan vertical normal à l'axe longitudinal X diminue progressivement jusqu'à une section d'extrémité arrière réduite, petite par rapport aux sections de la partie centrale du fuselage. L'aile 3 est montée en partie haute du fuselage 2 dans une zone médiane du fuselage 2 suivant la direction X. En outre l'aile 3 est montée sur le fuselage 2 de manière mobile suivant la direction X entre une position extrême avant Xav et une position extrême arrière Xar de sorte que la position de l'aile entre Xav et Xar puisse être choisie et modifiée au cours d'un vol de l'avion. On doit considérer ici le terme vol de l'avion au sens large, c'est à dire depuis un point de départ au parking jusqu'à un point d'arrivée associé à l'arrêt des moteurs. Les moteurs 5 de l'avion, deux moteurs agencés symétriquement par rapport à un plan de symétrie vertical XZ de l'avion dans l'exemple illustré, sont avantageusement fixés sous l'aile 3 par des mats supports de manière conventionnelle. Avantageusement, l'avion 1 est pourvu de trains d'atterrissage, non 10 représentés, fixés au fuselage 2 de manière connue. Il est avantageux de fixer les trains d'atterrissage au fuselage sur les avions comportant une aile montée au-dessus du fuselage en raison de la plus grande simplicité et d'un gain de masse que présente cette combinaison de solutions et en outre dans le cas de l'invention il est ainsi évité d'introduire des 15 efforts supplémentaires dans l'aile 3 mobile par rapport au fuselage 2. L'ensemble d'empennages 4 comporte, comme illustré sur le détail de la figure la, quatre gouvernes sabres 41a, 41b, 42a, 42b, fixées sur la pointe arrière 23 dont certaines caractéristiques seront décrites ultérieurement. Dans un avion en vol les empennages arrières génèrent une traînée 20 aérodynamique qui est d'autant plus élevée d'une part que la surface des empennages est importante, en raison de l'effet de la surface sur la traînée de frottement, et d'autre part que la portance d'un empennage est plus élevée, en raison de la traînée induite elle-même sensible à l'allongement géométrique de l'empennage. 25 Une des fonctions principales des empennages est, pour les empennages horizontaux de contrôle en tangage, l'équilibrage longitudinal de l'avion, les composantes verticales des forces aérodynamiques sur les empennages étant déterminées pour compenser le couple en tangage autour d'un axe parallèle à l'axe Y lié à la différence de position suivant l'axe X entre le point d'application 30 d'une force de portance de l'avion sans empennage, composante verticale de la résultante des forces aérodynamique générée par l'aile 3 et dans une moindre mesure par le fuselage 2 et les réacteurs 5, et le centre de gravité de l'avion. Suivant l'invention, l'aile 3 est déplacée suivant X de sorte que les forces de portances développées de manière constante par l'empennage horizontal soit aussi réduites que possible, c'est à dire sensiblement nulle ou au moins à une valeur voulue. Pour cela l'aile est déplacée vers l'avant ou vers l'arrière sur le fuselage d'une part en fonction de la répartition de la charge dans le fuselage qui détermine la position du centre de gravité du fuselage et qui varie entre deux missions de l'avion et d'autre part en fonction de la quantité et de la répartition du carburant dans les réservoirs d'aile qui détermine la position du centre de gravité de l'aile et qui varie au cours de la mission. Chaque modèle d'avion, en raison de ses dimensions et de ses missions, est spécifique, mais par une combinaison des diagrammes de chargement du fuselage et de l'aile, il est possible pour l'homme du métier de déterminer lors de la conception d'un modèle particulier d'avion les positions extrêmes avant Xav et extrême arrière Xar que l'aile 3 doit pouvoir atteindre par rapport au fuselage 2 pour maintenir le centre de gravité résultant dans la position voulue à une distance Xgp d'un point d'application de la résultante des forces aérodynamiques de portance de l'avion sans empennages, et ceci pour chaque condition de vol rencontrée au cours d'une mission. L'expression � avion sans empennage � doit être prise dans ce contexte comme une création fictive utilisée dans le domaine de la conception aérodynamique et qui permet de déterminer les forces qui s'appliqueraient à l'avion si celui-ci était dépourvu sur le plan aérodynamique d'empennage. Du fait d'un positionnement optimal en X de l'aile à tout moment correspondant à une valeur de Xgp sensiblement constante et suffisamment faible, les dimensions de l'empennage horizontal peuvent être réduites au maximum et un équilibrage statique n'étant plus recherché principalement par le truchement d'un angle de braquage de la surface réglable d'un empennage horizontal, il est possible d'utiliser des empennages horizontaux de surface réduite, par rapport à une conception suivant des critères habituellement utilisés, pour répondre principalement aux exigences de stabilité dynamique et de contrôle en tangage de l'avion 1. Il doit être compris que le critère fixant la position de l'aile suivant la direction longitudinale X est le cas échéant différent suivant la phase de vol. Par exemple la réduction de la traînée aérodynamique et donc de la consommation de carburant est un objectif pendant la phase de croisière qui conduit à une position de l'aile 3 correspondant à un angle de braquage aérodynamique de surfaces portantes de l'empennage horizontal réduit. Cependant lors de phases de vol critiques en matière de pilotage et de contrôle de la trajectoire, décollage ou approche et atterrissage en particulier, il est avantageux de contrôler la position suivant X de l'aile pour respecter des critères de stabilité longitudinale en plaçant judicieusement le centre de gravité par rapport aux foyers aérodynamiques. De tels critères de stabilité longitudinale sont également mis en oeuvre en cas de pannes de systèmes de pilotage, par exemple d'un système d'augmentation de stabilité, qui ne permettraient plus de garantir les qualités de vol pour une position de l'aile 3 optimale vis à vis des critères de consommation de carburant. L'ensemble d'empennages, au moins pour l'empennage horizontal 41a 41b, est réalisé par au moins deux gouvernes sabres. Une gouverne sabre est une surface aérodynamique portante, utilisée comme gouverne, de grand allongement, c'est à dire dont l'envergure Be entre une emplanture côté fuselage et une extrémité, opposée à l'emplanture suivant l'envergure, est relativement grande par rapport à une corde Ce moyenne des profils de ladite gouverne sabre. Typiquement le rapport Be/Ce ou allongement d'une gouverne sabre est 25 égal ou supérieur à cinq. Une telle gouverne est donc relativement effilée et présente, à surface géométrique donnée, des profils de cordes petites et par suite, pour une épaisseur relative donnée des profils de la gouverne, des épaisseurs absolues également petites. 30 Une particularité qui découle de ces dimensions en corde et en épaisseur réduite pour les gouvernes sabres de l'avion 1 est l'absence de gouverne de bord de fuite, l'installation d'une telle gouverne et des actionneurs associés étant difficile voire impossible en pratique compte tenu de la place disponible et des efforts aérodynamiques sur la gouverne. De telles gouvernes sont dites monobloc et sont en cela différentes des gouvernes d'avion de transport généralement utilisées et qui comportent, une partie fixe, ou à calage variable, sur laquelle est articulée une gouverne de bord de fuite. Chaque gouverne sabre 41a, 41b, 42a, 42b est articulée d'une pièce autour d'un axe, respectivement 410a, 410b, 420a, 420b, dit axe de rotation de la gouverne comme illustré sur le détail de la figure la. Un axe de rotation d'une telle gouverne est sensiblement dans un plan moyen de la gouverne et s'étend suivant l'envergure de ladite gouverne avantageusement au niveau d'un pourcentage sensiblement constant des cordes des profils. Les moyens d'actionner les gouvernes sabres sont avantageusement installés dans le fuselage 2, dans les exemples illustré dans une zone non pressurisée du cône arrière 23 dans laquelle l'installation d'actionneur est relativement simple à réaliser. Une telle gouverne comporte éventuellement un ou des volets de bord de fuite pour modifier le moment de charnière autour de l'axe de rotation, volets de bords de fuites, dits tab, qui ne sont pas des gouvernes de bord de fuite. Dans l'architecture de l'avion des figures 1 et 2a à 2c, deux gouvernes sabres 41a, 41b assurent la fonction principale d'empennage horizontal et deux autres gouvernes sabres assurent la fonction principale d'empennage vertical. De préférence comme illustré, pour des raisons de redondance de moyens de contrôle de l'avion, les gouvernes sabres 41a, 41b, de l'empennage horizontal ne sont pas strictement dans un plan horizontal XY ce qui permet aux dites gouvernes sabres de créer une composante de la force aérodynamique sur les dites gouvernes dans le plan horizontal au moyen d'une configuration de braquage non symétrique. De manière équivalente, les gouvernes sabres 42a, 42b, de l'empennage vertical ne sont pas strictement verticales et sont inclinées de manière à former un V qui permet de réaliser une composante de la force aérodynamique dans le plan vertical dans une configuration de braquage non identique. En raison des efforts élevés devant transiter entre le fuselage 2 et l'aile 3, il est essentiel que les moyens mis en oeuvre pour déplacer ladite aile par rapport audit fuselage soient en mesure de reprendre les efforts en vol, pour toutes les configurations et conditions de vol, en autorisant le déplacement de l'aile entre les positions extrêmes avant Xav et arrière Xar, sans risque de blocage et sans risque de modification non contrôlée de la position de l'aile. Un tel résultat est atteint dans l'avion 1 de l'invention en autorisant le glissement d'une partie centrale 31 de l'aile, dite caisson central, au-dessus du fuselage 2 dans une zone délimitée à l'avant par un cadre fort avant 241 et à l'arrière par un cadre fort arrière 243, comme illustré sur les figures 3a, 3b, 4a, 4b et 5a à 5c. Le caisson central 31 est délimité à l'avant par un longeron avant 32 et à l'arrière par un longeron arrière 33, longerons avant et arrière qui correspondent à la structure des longerons de l'aile 3 dans la partie de l'aile située au-dessus du fuselage 2 entre deux nervures d'emplanture 34a, 34b, agencées longitudinalement et dont la position suivant Y correspond sensiblement, de manière symétrique par rapport au plan vertical de symétrie de l'avion, à une zone de raccordement de l'aile 3 avec la géométrie du fuselage 2. Comme illustré sur les figures écorchées révélant les éléments principaux de la structure, les longerons avant 32 et arrière 33 du caisson central sont prolongés par des longerons externes avants et arrières des parties de l'aile 3 situées de chaque côté du caisson central 31. Ces longerons externes sont solidaires des longerons du caisson central et fixes par rapport au dit caisson central, l'aile 3 étant ainsi une aile rigide, aux parties mobiles non représentées près tels que des ailerons, aérofreins, dispositifs hypersustentateurs, etc... Les deux nervures d'emplanture 34a, 34b déterminent les côtés du caisson central 31. Le caisson central 31 forme lui même une structure rigide, le dessus et le dessous du caisson, dont les bords correspondent aux longerons avant 32 et arrière 33 et aux nervures d'emplanture 34a, 34b, étant fermés par un revêtement structural d'extrados au-dessus du caisson, non représenté sur les figures pour laisser apparaître l'agencement interne du caisson central, et par un revêtement structural d'intrados 30 en-dessous du caisson et le caisson pouvant être renforcé de manière connue autant que nécessaire par des structures ou des renforts internes non représentés. La distance séparant, suivant la direction X, le cadre fort avant 241 du cadre fort arrière 243 est au moins égal à la distance entre les longerons avant 32 et arrière 33 du caisson central augmentée de l'amplitude maximale du déplacement de l'aile 2, c'est à dire de la valeur de la position extrême avant Xav diminuée de la position extrême arrière Xar. De préférence ladite distance est limitée à cette condition en tenant compte d'éventuels jeux nécessaires pour un fonctionnement correct de dispositifs assurant le déplacement relatif de l'aile 3 par rapport au fuselage 2 ainsi que de butées ou de protections qui seraient jugées utiles. Xav et Xar sont considérés pour un point de référence arbitraire de l'aile 3, par exemple une face avant du longeron avant 32 du caisson central, et mesuré à partir d'un point de référence arbitraire fixe par rapport au fuselage 2, par exemple l'extrémité avant de l'avion. Deux poutres parallèles 25a, 25b sont solidaires des cadres forts avant 241 et arrière 243, de telle sorte que les dites poutres soient sensiblement parallèles à l'axe longitudinal X, ou au moins parallèle à la direction voulue du déplacement de l'aile 3 par rapport au fuselage 2. Les poutres 25a, 25b sont sensiblement dans une même position en hauteur Z par rapport au fuselage 2 et sont écartées suivant Y d'une distance telle que l'écartement de flans extérieurs des dites poutres soit inférieur à la distance disponible entre les nervures d'emplanture 34a, 34b. Les poutres 25a, 25b passent par des ouvertures des longerons avant 32 et arrière 33 du caisson central afin d'autoriser le déplacement de l'aile 3 entre les deux cadres forts avant et arrière. Le caisson central 31 comporte avantageusement deux nervures internes 35a, 35b parallèles aux nervures d'emplanture 34a, 34b et formant chacune avec la nervure d'emplanture qui lui est la plus voisine et avec les longerons avant 32 et arrière 33 un caisson secondaire 311a, 311b, à l'intérieur du caisson central 31, traversé par la poutre du côté correspondant. Des moyens de guidage 36 sont agencés pour assurer un guidage de l'aile 3 par l'intermédiaire des poutres 25a, 25b, lors du déplacement de l'aile par rapport au fuselage. Les moyens de guidage 36 sont de préférence solidaires des structures formant les caissons secondaires 311a, 311b : longerons, nervures et revêtements structuraux, les dits caissons secondaires formant des structures renforcées pour reprendre les efforts transmis par les poutres 25a, 25b aux dits moyens de guidage. Les moyens de guidage 36 maintiennent les poutres 25a, 25b de sorte que le caisson central 31 soit maintenu sans mouvement perceptible possible suivant les directions verticales, suivant l'axe Z, et suivant les directions latérales, suivant l'axe Y. Dans une forme de réalisation qui correspond aux exemples illustrés, sur les figures 3a, 3b, 5a et 5b en particulier, chaque poutre 25a, 25b est de section sensiblement rectangulaire et est maintenue latéralement par des paires de rouleaux de chaque côté de la poutre, en appui sur les faces planes droite et gauche de la poutre et est maintenue verticalement par des paires de rouleaux de chaque côté de la poutre en appui sur les faces planes supérieure et inférieure de la poutre. Dans un mode de réalisation non représenté, les moyens de guidage destinés à éviter les déplacements de l'aile latéralement suivant la direction Y sont limités soit aux faces extérieures des deux poutres 25a, 25b, soit aux faces intérieures des dites deux poutres dont l'écartement fixe garanti le maintien suivant la direction latérale Y sous réserve d'une rigidité suffisante de la structure du fuselage 2 dans la zone considérée et du caisson central 31. Au moins deux ensembles de rouleaux pour chaque poutre sont nécessaires pour que le caisson central 31 soit maintenu sans déplacement non contrôlé possible par rapport aux poutres mais un nombre plus important de tels ensembles de rouleaux est possible en particulier pour des raisons de sécurité de conception, par exemple trois ensembles de rouleaux par poutre comme illustré sur les figures. Avantageusement certains rouleaux ou de manière générale certains moyens de guidage 36 sont pourvus de systèmes de rattrapage de jeux de sorte que l'aile 3 ne subissent au cours du vol aucun déplacement sensible suivant une direction verticale Z vers le haut ou vers le bas ni latéralement suivant la direction Y. Dans un tel agencement, il est essentiel que chaque poutre 25a, 25b soit parfaitement fixée à la structure du fuselage et soit aussi rigide que possible pour éviter des déformations préjudiciables au glissement suivant X de l'aile 3 et à des mouvements incontrôlés dans toutes les directions de l'aile par rapport au fuselage. Les poutres 25a, et 25b sont donc réalisées dans des matériaux et avec des dimensions adaptées de même que leurs fixations aux cadres forts avant 241 et arrière 243 compte tenu des efforts devant transiter entre l'aile et le fuselage. Pour améliorer la résistance et la rigidité des poutres 25a, 25b, lesdites poutres sont avantageusement solidarisées en des points intermédiaires entre les cadres forts avant et arrière aux structures du fuselage situées sous les dites poutres. Dans ces cas, chaque poutre 25a, 25b est reliée par une ou plusieurs structures de liaison 26, ayant par exemple la forme de piliers verticaux, qui sont solidaires dans leurs parties supérieures de la poutre considérée et qui sont solidaires dans leurs parties inférieures d'un plancher structural 245 lui-même solidaire de cadres 240 du fuselage intermédiaires entre les cadres forts avant 241 et arrière 243. Le revêtement structural d'intrados 30 du caisson central 31 qui se situe 25 entre les poutres 25a, 25b et le plancher structural 245 est donc nécessairement traversé par les structures de liaison 26. Une ouverture, non visible sur les dessins, dans le revêtement structural d'intrados 30 est prévue au niveau de chaque structure de liaison 26. Cette ouverture présente une forme allongée suivant le sens longitudinal 30 de déplacement de l'aile et ses dimensions sont suffisantes pour éviter les interférences entre la structure de liaison 26 et le revêtement structural d'intrados 30 quelle que soit la position longitudinale de l'aile 3 par rapport au fuselage 2. En outre les liaisons structurales sont agencées entre chaque poutre et le plancher structural 245, ou d'autres structures du fuselage apte à reprendre les efforts, de telle sorte que ces liaisons par le choix de leur emplacement ne limite pas l'amplitude du déplacement voulu de l'aile 3 en interférant avec la structure du caisson central 31 ou avec les moyens de guidage 36 solidaires dudit caisson central. Pour modifier la position de l'aile 3 par rapport au fuselage 2 un ou plusieurs actionneurs 6 assurent le déplacement et le maintien à la position 10 voulue suivant la direction X de l'aile. Le ou les actionneurs 6 agissent sur l'aile 3 avantageusement au niveau du caisson central 31 et de préférence au niveau du longeron avant 32 et ou du longeron arrière 33 en prenant appui sur des éléments de structure du fuselage 2. 15 Dans un exemple de réalisation correspondant aux illustrations, deux actionneurs avants sont agencés à l'avant du caisson central 31 et agissent sur le longeron avant 32 en prenant appui sur un cadre d'appui avant 242 situé en avant du cadre fort avant 241 et deux actionneurs arrières sont agencés à l'arrière du caisson central 31 et agissent sur le longeron arrière 33 en prenant 20 appui sur un cadre d'appui arrière 244 situé en arrière du cadre fort arrière 243. Cette architecture qui fait appel à plusieurs actionneurs, qui peuvent être de diverses technologies, en particulier électrique ou hydraulique, assure une redondance des moyens pour actionner l'aile. Comme illustré sur la figure 5a en vue de dessus et sur la demi-aile 25 droite sur les figures 4a et 4b, lorsque les actionneurs 6 arrières sont en positions détendus et les actionneurs 6 avants en positions rétractés le caisson central 31 au niveau de son longeron avant 32 est au plus près du cadre fort avant 241 et l'aile est dans la position extrême avant Xav. A contrario sur la figure 5c en vue de dessus et sur la demi-aile gauche 30 des figures 4a et 4b, lorsque les actionneurs 6 arrières sont en positions rétractés et les actionneurs 6 avant en positions détendus le caisson central 31 au niveau de son longeron arrière 33 est au plus près du cadre fort arrière 243 et l'aile est dans la position extrême arrière Xar. La figure 5b en vue de dessus et les figures 3a et 3b présentent une position intermédiaire de l'aile 2, les actionneurs 6 avant et arrières n'étant ni totalement détendus ni totalement rétractés. La zone de jonction entre une aile et un fuselage d'un avion est une région sensible du point de vue de l'écoulement aérodynamique. Les formes recherchées pour obtenir un écoulement sain sont généralement obtenues par des carénages aérodynamiques déterminant les formes extérieures de la zone de jonction. Dans le cas de l'avion 1 de l'invention, le déplacement de l'aile 3 par rapport au fuselage 2 conduit à mettre en oeuvre un carénage 7 solidaire de l'aile 3 et qui se déplace en même temps que l'aile en glissant sur des surfaces de contact avec le dessus du fuselage 2. Comme illustré sur les figures 6a et 6b, afin d'assurer une étanchéité à l'air suffisante au cours du vol et de protéger le matériau du fuselage 2 contre l'usure que pourrait provoquer le glissement répété du carénage, le fuselage 2 comporte des protections 71 qui s'étendent sur ledit fuselage de sorte à recouvrir la zone de frottement pour toute l'amplitude du mouvement de l'aile 3. La description détaillée faite d'un exemple d'avion 1 suivant l'invention n'est pas limitative et l'homme du métier est en mesure d'adapter celle-ci à différentes architectures d'avion et à différents modes de réalisation. Ainsi l'ensemble d'empennages comporte le cas échéant un nombre et des formes différentes de surface portante en particulier pour l'empennage vertical. En effet l'empennage vertical est le plus souvent déterminé pour répondre à une situation de panne de moteur entraînant des conditions de vol fortement dissymétrique. Dans ce cas un empennage vertical 42d conventionnel, pourvu d'une gouverne de bord de fuite, comme illustré sur la figure 7b peut être utilisé sans modifier le principe de l'invention. A contrario si le système propulsif ne génère pas de dissymétrie sensible de poussée, par exemple dans le cas de réacteurs fixés au fuselage une seule dérive sabre 42c dans le plan de symétrie vertical de l'avion peut s'avérer suffisante comme illustré sur la figure 7a, sur laquelle les réacteurs ne sont pas représentés. Dans une forme de réalisation non illustrée, l'empennage horizontal est fixé en avant de l'aile suivant une configuration canard. Le nombre et la disposition des moteurs ne sont pas imposés par l'invention. Toutefois il peut s'avérer avantageux de fixer les moteurs, deux ou plus, sous l'aile 3 afin que la masse mobile de l'aile soit maximale et participe plus efficacement au déplacement du centre de gravité de l'avion 1. L'invention n'impose pas que l'aile 3 soit montée au-dessus du fuselage 2 et l'invention peut être mise en oeuvre pour d'autres positions en hauteur de l'aile par rapport au fuselage comme dans le cas d'une aile montée en partie inférieure du fuselage et mobile par un dispositif en tout point équivalent à celui décrit en détail. Dans ce cas il convient de prendre en compte l'accrochage du train d'atterrissage de préférence à l'aile et de vérifier les conditions d'équilibre au roulage dans les différentes positions de l'aile. Les poutres 25a, 25b le long desquelles l'aile 3 coulisse peuvent être de toute forme permettant d'obtenir la résistance structurale et la rigidité nécessaire et les moyens de guidage 36 de l'aile 3 le long des poutres sont adaptés à la géométrie des sections des dites poutres. Ainsi la dissymétrie des efforts maximaux vers le haut et vers le bas pour un avion de transport permet de considérer la mise en oeuvre de poutres non rectangulaires, par exemple de section triangulaire ou circulaire, d'une part et d'autre part des moyens de guidage différents, par exemple des glissières, des poulies à gorges ou des guides à billes, suivant le sens des efforts considérés et la géométrie des sections des poutres. Les poutres peuvent également en nombre supérieur à deux, par exemple trois ou quatre, une architecture comportant plus de deux poutres pouvant s'avérer avantageuse en matière de sécurité de conception structurale. Les actionneurs 6 peuvent également être de tout type assurant l'amplitude des mouvements recherchée et développant les efforts nécessaires pour le déplacement relatif en vol de l'aile 3 par rapport au fuselage 2. Les actionneurs 6 sont par exemple des vis à billes ou des servocommandes à déplacement linéaire. Les efforts des actionneurs sont dans des variantes de réalisation directement repris sur les cadres forts sans mettre en oeuvre des cadres d'appui spécifiques. Par exemple, solution non représentée, chaque actionneur est constitué d'une vis à billes fixée sans liberté de rotation autour de son axe à un longeron du caisson central et entraînée en translation par un moteur solidaire du cadre fort agissant sur la rotation d'un écrou de la vis à billes. L'invention permet de réaliser un avion optimisé vis à vis des possibilités de l'équilibrage de l'avion en tangage et par un ajustement permanent et précis de la position du centre de gravité de l'avion par rapport à son point d'application de la force de portance de l'avion sans empennage ce qui permet de réduire les dimensions des empennages aux seules exigences de contrôle et de stabilité dynamique Un gain est réalisé sur la surface mouillée de la structure et donc sur la traînée aérodynamique et sur la masse. REVENDICATIONS1 ù Avion (1) comportant un fuselage (2), une aile (3), solidaire du fuselage (2) et un ensemble d'empennages (4) solidaire du fuselage , caractérisé en ce que l'aile (3) est montée mobile en translation par rapport au fuselage (2) suivant une direction longitudinale X de l'avion sensiblement parallèle à un axe dudit fuselage entre une position extrême avant Xav et une position extrême arrière Xar d'un point de référence de ladite aile. 2 ù Avion suivant la revendication 1 dans lequel l'aile (3) est solidaire du fuselage (2) au niveau d'un caisson central (31) rigide déterminé principalement à l'avant par un longeron avant (32), à l'arrière par un longeron arrière (33) et latéralement par des nervures d'emplantures (34a, 34b). 3 Avion suivant la revendication 2 dans lequel l'aile (3) est montée mobile par rapport au fuselage (2) par l'intermédiaire d'au moins deux poutres parallèles (25a, 25b) sensiblement parallèles à l'axe longitudinal du fuselage, les dites poutres étant solidaires du fuselage (2). 4 ù Avion suivant la revendication 3 dans lequel les poutres (25a, 25b) traversent le caisson central par des ouvertures des longerons avant et arrière (32, 33). 5 ù Avion suivant la revendication 4 dans lequel les poutres (25a, 25b) sont solidaires du fuselage (2) au niveau d'un cadre fort avant (241) en avant du caisson central (31) et d'un cadre fort arrière (243) en arrière dudit caisson central. 6 ù Avion suivant l'une des revendications 2 à 5 dans lequel des moyens de guidage (36) solidaires du caisson central (31) et prenant appui sur les poutres (25a, 25b) permettent le mouvement de l'aile (3) vers l'avant et vers l'arrière sans déplacement sensible suivant des directions verticales ou latérales de l'avion.7 Avion suivant la revendication 6 dans lequel les moyens de guidage (36) comportent des rouleaux solidaires de structures du caisson central (31) et prenant appui sur les poutres (25a, 25b). 8 Avion suivant la revendication 6 ou la revendication 7 dans lequel deux poutres (25a, 25b) traversent chacune un caisson secondaire (311a, 311b) du caisson central (31) entre une nervure d'emplanture (34a, 34b) et une nervure interne (35a, 35b) sur lesquelles nervures sont fixés tout ou partie des moyens de guidage (36). 9 ù Avion suivant la revendication 8 dans lequel les poutres (25a, 25b) sont de sections sensiblement rectangulaires et dans lequel les rouleaux solidaires de la structure du caisson central (31) comportent des rouleaux d'axes sensiblement horizontaux et des rouleaux d'axes sensiblement verticaux. 10 ù Avion suivant l'une des revendications 2 à 9 dans lequel au moins un actionneur (6), solidaire à une première extrémité du caisson central (31) et à une seconde extrémité d'une structure du fuselage (2), assure le déplacement et le maintien en position de l'aile (3) par rapport au dit fuselage. 11 ù Avion suivant la revendication 10 dans lequel le ou les actionneurs (6) sont solidaires d'un cadre d'appui avant (242) du fuselage (2) situé en avant du cadre fort avant (241) pour un actionneur dont la première extrémité est solidaire du caisson central (31) au niveau du longeron avant (32) et/ou sont solidaires d'un cadre d'appui arrière (244) du fuselage (2) situé en arrière du cadre fort arrière (243) pour un actionneur dont la première extrémité est solidaire du caisson central (31) au niveau du longeron arrière (33) 12 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les positions extrêmes avant Xav et arrière Xar du point de référence de l'aile (3) par rapport au fuselage (2) sont telles que le centre de gravité de l'avion (1) et le point d'application de la force de portance aérodynamique de l'avion sans empennages peuvent être maintenus suivant la direction longitudinale X à une distance Dgp sensiblement constante quels que soient le chargement de l'avion (1) et le point de vol de l'avion d'un domaine de vol autorisé.13 ù Avion suivant la revendication 12 dans lequel la distance Dgp est telle que la force de portance aérodynamique de surface portante d'empennages horizontaux (41a, 41b) de l'ensemble d'empennage (4) est sensiblement nulle pour les besoins de l'équilibrage longitudinal statique en tangage autour d'un axe parallèle à l'axe Y de l'avion (1). 14 ù Avion suivant la revendication 13 dans lequel les empennages horizontaux sont constitués de gouvernes sabres (41a, 41b) monoblocs articulées par rapport au fuselage (2), les dites gouvernes étant dimensionnées par des critères de contrôle et stabilité dynamiques de l'avion (1).