Brevet FR2935680A1 — publié le 20100312

La présente invention concerne un train d'atterrissage arrière à hauteur variable pour aéronef, permettant, notamment, de modifier l'assiette de ce dernier au moment de la phase de décollage. Plus particulièrement, quoique non exclusivement, le train d'atter- rissage arrière selon l'invention est destiné à être monté sur des aéronefs gros porteurs, tels que des avions civils à forte capacité de transport (passagers et/ou fret) ou des avions militaires comme des bombardiers ou avions ravitailleurs, de transport de troupes et/ou de matériels. On sait que les trains d'atterrissage, notamment arrière, de ces 1 o avions gros porteurs actuels ou en projet (comme ceux à deux fuselages disposés en parallèle) sont équipés de plusieurs roues disposées en tandem simple ou double en formant alors un bogie, pour supporter le poids conséquent de ces avions et permettre, dans le cas d'avion militaire, de libérer de l'espace sous le fuselage pour l'emport d'armement. 15 Cependant, l'utilisation de ces trains d'atterrissage en tandem supprime à l'avion l'aptitude à pouvoir pivoter autour des roues en tandem lors de son décollage (contrairement aux trains d'atterrissage à une ou deux roues jumelées en diabolo sur un même axe), ce qui augmente la dis-tance de décollage de l'avion et nécessite en conséquence de longues pis- 20 tes. Aussi, pour raccourcir cette distance, plusieurs solutions ont déjà été proposées dont celle consistant à augmenter l'angle d'attaque de la voilure pour favoriser l'effet de la portance sur l'avion dès que ce dernier acquiert de la vitesse durant la phase de décollage. Cependant, une voilure 25 fixe à fort angle d'attaque induit, en vol, une traînée considérable de sorte que cette solution est peu utilisée. Une autre solution consiste à prévoir les roues du train d'atterrissage avant avec un diamètre supérieur aux roues des trains d'atterrissage arrière, pour incliner le fuselage et donc la voilure par rapport à l'écoule-ment de l'air relatif lors du roulage au sol au moment de la phase de dé- collage. L'assiette de l'avion est ainsi cabrée et l'angle d'attaque de la voilure augmenté. Néanmoins, lors des phases d'embarquement et de roulage au sol, le fuselage n'est pas horizontal, ce qui n'est pas souhaitable notamment pour le transport de passagers. Par ailleurs, les roues du train avant de grand diamètre impliquent un encombrement trop important sous le fuselage et un poids supplémentaire. La présente invention a pour objet de proposer une nouvelle solution pour raccourcir la distance de décollage d'avions gros porteurs équipés de trains d'atterrissage arrière à roues en tandem, qui s'affranchit des inconvénients précités des solutions antérieures. A cet effet, le train d'atterrissage arrière pour aéronef, du type comportant une jambe de force reliée à une extrémité supérieure audit aé- ronef et portant, à son extrémité inférieure, un ensemble de roues, est remarquable, selon l'invention : en ce que, lorsque ledit train est en position sortie, ladite jambe de force a une hauteur variable commandable entre au moins une hauteur maximale pour laquelle l'assiette dudit aéronef est sensiblement horizontale et une hauteur minimale pour laquelle l'assiette dudit aéronef est cabrée ; en ce que ladite jambe de force comporte un fût articulé autour dudit aéronef et un amortisseur portant ledit ensemble de roues et monté, de manière coulissante, dans un passage de réception dudit fût pour définir une chambre interne fluidique à volume variable ; et en ce qu'une source de puissance fluidique est raccordée à ladite chambre interne par l'intermédiaire d'un organe d'obturation commandable, grâce à quoi ladite source de puissance fluidique, selon la commande dudit moyen d'obturation, peut remplir ou vider ladite chambre interne en variant la hauteur de ladite jambe pour que l'assiette dudit aéronef se trouve, respectivement, horizontale ou cabrée. Ainsi, grâce à l'invention, la simple commande de la hauteur de la jambe par le remplissage ou le vidage de la chambre interne permet de modifier l'assiette de l'avion lorsque les trains d'atterrissage arrière sont en position sortie, d'extension. Par exemple : quand la hauteur de la jambe est maximale (chambre interne pleine), l'avion a une configuration sensiblement horizontale pour les phases de roulage, d'embarquement/débarquement ou de parking sans gêne pour les passagers ou le chargement/déchargement du fret ; et quand la hauteur de la jambe est minimale (chambre interne vidée), l'avion a une configuration cabrée pour la phase de décollage au sol, augmentant l'angle d'attaque de la voilure avec les effets de portance amplifiés, ce qui diminue la distance de décollage et permet d'utiliser des pistes de longueur usuelle. Le train d'atterrissage arrière selon l'invention s'affranchit donc des solutions figées de l'art antérieur avec une voilure fixe à angle d'attaque important ou l'utilisation de roues de différents diamètres, avec les inconvénients qui en découlent. Par ailleurs, la réalisation de la chambre interne par la combinaison de deux composants (fût - amortisseur) télescopiques est techniquement simple et fiable. Bien entendu, on sait qu'il existe déjà des trains d'atterrissage à hauteur ou longueur variable, mais le but de ce type de trains et les moyens pour y parvenir sont différents de ceux de la présente invention. Souvent, il s'agit de raccourcir la hauteur du train (c'est-à-dire son encombrement) pour pouvoir le loger dans sa case de réception de dimen- sion réduite ou alors d'abaisser le train pour permettre le chargement/déchargement du fret. Les moyens pour réaliser ces fonctions utilisent des biellettes, genouillères, vérins, etc ... avec des articulations et des cinématiques complexes et ne sont donc ni conçus, ni adaptés au train d'atterrissage arrière de l'invention dont le but est de raccourcir la distance de décollage en agissant, pour cela, sur l'angle d'attaque de la voilure et dont les moyens pour abaisser ledit train sont obtenus par la combinaison, entre autres, d'une chambre interne à volume variable entre deux composants télescopiques et d'une source fluidique extérieure reliée à ladite chambre. Dans un mode préféré de réalisation, ladite source de puissance fluidique comporte au moins un accumulateur raccordé à ladite chambre interne fluidique de ladite jambe de force. Dans ce cas, ledit accumulateur est du type à piston coulissant soumis, d'un côté, à l'action du fluide contenu dans ladite chambre interne et, de l'autre côté, à l'action d'un gaz compressible. Par exemple, ledit gaz compressible est de l'hélium et est contenu dans un soufflet disposé entre ledit piston et le fond dudit accumulateur. On remarque que la réalisation de la source de puissance sous la forme d'un accumulateur garantit une fiabilité de fonctionnement impor- tante, un poids contenu, ainsi qu'un coût réduit. Avantageusement, ledit organe d'obturation commandable agencé entre ladite chambre interne de la jambe de force et ladite source de puissance peut comporter au moins une vanne de sélection actionnable par un moyen de commande et permettant, selon la position de ladite vanne et lorsque ledit train est sorti, d'établir ou de bloquer la communication fluidique entre ladite chambre interne et ladite source de puissance. Plus particulièrement, ledit moyen de commande dudit organe d'obturation est défini par au moins un actionneur mû par au moins un dispositif de commande de courant à semi-conducteurs relié à un module d'unité centrale. Selon une autre caractéristique de l'invention, lorsque la hauteur de ladite jambe de force est maximale, ladite chambre interne fluidique est raccordable au système de freinage hydraulique de l'aéronef en cas de défaillance de ce système. Ainsi, non seulement la chambre interne per-met l'abaissement du train d'atterrissage arrière, mais son volume fluidique interne peut servir de source de secours en cas d'urgence à l'actionnement des unités de freinage des roues, si le système de freinage usuel ~o (qu'il soit principal ou auxiliaire) tombe en panne. Dans un mode préféré de réalisation, entre ladite chambre interne fluidique de la jambe de force et ledit organe d'obturation, est prévue une liaison de dérivation fluidique comportant un électrodistributeur commandable et menant aux unités de freinage des roues, de sorte que, lorsque 15 ledit électrodistributeur est rendu actif par suite d'une défaillance du système de freinage et que ledit organe d'obturation ferme l'accès à ladite source de puissance, le fluide issu de ladite chambre interne est envoyé en direction desdites unités de freinage. Pour une commutation fiable et rapide entre le système de freinage 20 usuel et la chambre interne, un clapet navette à piston est agencé entre la sortie dudit électrodistributeur et la liaison d'alimentation dudit système de freinage et est relié à sa sortie auxdites unités de freinage pour envoyer le fluide issu de ladite chambre interne vers ces dernières lors de la défaillance dudit système de freinage. 25 Par ailleurs, on sait que lesdites unités de freinage sont définies par des empilages de disques (rotors-stators) poussés par des pistons montés dans des cylindres de frein. Pour obtenir un freinage efficace par le fluide de la chambre interne, la surface transversale dudit amortisseur monté dans le passage dudit fût délimitant ladite chambre interne corres- pond sensiblement à la somme des surfaces transversales des pistons des cylindres qui agissent sur lesdits disques de frein. Dans un mode préféré de réalisation, chaque cylindre de frein comprend deux pistons coaxiaux et concentriques, respectivement central et annulaire, ledit piston central étant soumis à l'action dudit système de freinage hydraulique pour agir sur lesdits disques et, en cas de défaillance dudit système, ledit piston annulaire étant soumis à l'action dudit fluide provenant de ladite chambre interne pour entraîner le déplacement dudit piston central qui agit sur lesdits disques. 1 o Avantageusement, la liaison entre les deux pistons est définie par un épaulement interne prévu dans ledit piston annulaire et s'appliquant contre ledit piston central. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques 15 désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue en plan d'un exemple particulier d'avion conforme à la présente invention. La figure 2 est une vue de côté de l'avion de la figure 1 reposant sur le sol, avec les trains d'atterrissage arrière en position haute pour la-20 quelle l'avion est sensiblement horizontal. La figure 3 est une vue identique à la figure 2 mais avec les trains d'atterrissage arrière en position basse pour laquelle l'avion est cabré en vue du décollage. La figure 4 est une vue en coupe schématique de l'un des trains 25 d'atterrissage arrière dudit avion, dans la position haute. La figure 5 est une vue en coupe schématique dudit train d'atterrissage arrière représenté sur la figure 4 dans la position basse. La figure 6 est une vue en coupe schématique dudit train d'atterrissage arrière avec la chambre interne à volume variable mise en communication avec les unités de freinage dudit train d'atterrissage. La figure 7 est un exemple de réalisation schématique en coupe 5 longitudinale de l'une des unités de freinage. L'avion 1, conforme à la présente invention et montré par les figures 1 à 3, comporte deux fuselages parallèles 2G et 2D, écartés symétriquement l'un de l'autre par rapport à un plan vertical longitudinal médian L-L. 10 Les deux fuselages 2G et 2D présentent une forme extérieure identique. Toutefois, un seul d'entre eux comporte une cabine de pilotage 3. Chacun d'eux délimite une cabine de passagers 4G ou 4D et comporte un train d'atterrissage avant 5G ou 5D, rétractable dans une case de train avant 6G ou 6D, et un train d'atterrissage arrière 7G ou 7D, rétractable 15 dans une case de train arrière 8G ou 8D. Bien entendu, les deux trains avant sont identiques de même que le sont les deux trains arrière. Ces derniers sont du type à double tandem (à bogie) avec quatre roues chacun, et l'un d'eux sera décrit en détail ultérieurement. A l'avant, l'avion 1 des figures 1 à 4 comporte une aile inférieure 20 9, pourvue de volets, d'ailerons, etc ... de façon usuelle et supportant les parties inférieures avant des deux fuselages 2G et 2D. L'aile inférieure avant 9 est symétrique par rapport au plan vertical longitudinal médian L-L et aussi bien ses parties externes 9G et 9D (extérieures aux fuselages 2G et 2D) que sa partie interne 9I (comprise entre lesdits fuselages) présen- 25 tent une flèche inverse d'angle Da, par exemple de l'ordre de 20°. A l'arrière, l'avion 1 des figures 1 à 4 comporte une aile supérieure 1 0, pourvue de volets, d'ailerons, etc..., de façon usuelle et supportée directement par les parties supérieures arrière des deux fuselages 2G et 2D, sans être écartée de celles-ci par des mâts ou analogue. L'aile supé- 2935680 s rieure arrière 10 est symétrique par rapport au plan vertical longitudinal médian L-L et aussi bien ses parties externes 10G et 10D (extérieures aux fuselages 2G et 2D) que sa partie interne 10I (comprise entre lesdits fuselages) présentent une flèche inverse d'angle Or, par exemple de l'ordre de 20°. La surface de l'aile supérieure arrière 10 est plus grande que la surface de l'aile inférieure avant 9, de façon que la portance de cette dernière soit inférieure à celle de ladite aile supérieure arrière 10. Par exemple, les portances respectives de l'aile inférieure avant et de l'aile supé- rieure arrière peuvent être de l'ordre de 40% et 60% de la portance totale de l'avion 1. La partie interne 10I de l'aile supérieure arrière 10 porte une na-celle 11 enfermant un système propulsif comportant deux turbopropulseurs, dont l'un comporte des hélices pousseuses 12 et l'autre des hélices tractrices 13. L'axe .e-2 dudit système propulsif et de la nacelle 11 se trouve dans le plan vertical longitudinal médian L-L. Les hélices pousseuses 12 et les hélices tractrices 13 sont respectivement disposées en arrière et en avant de l'aile supérieure arrière 10, de façon que cette dernière ne puisse être atteinte par des débris desdites hélices 12 et 13 en cas de rupture de celles-ci. L'avion 1 comporte de plus, de façon usuelle, au moins une dérive 14 pourvue d'au moins un gouvernail de direction 15. Comme le montre notamment la figure 4, le train d'atterrissage arrière gauche 7G (ou droit 7D) comporte une jambe de force 20 qui se compose principalement d'un fût 21 et d'un amortisseur 22 généralement du type oléopneumatique, emboîtés de manière télescopique l'un dans l'autre. En particulier, le fût 21 est articulé, en partie haute 23 correspondant à l'extrémité supérieure de la jambe de force, à la structure (non représentée) du fuselage concerné 2G (ou 2D) de l'avion 1, autour d'un axe de rotation 24 pour permettre la rentrée (ou rétraction) ou la sortie (ou extension) du train 7G de sa case de réception 8G, par l'intermédiaire d'un vérin (non représenté) de manière connue en soi. De plus, dans le fût 21 est ménagé un passage cylindrique borgne 25, à fond transversal 26, qui débouche en partie basse 36 du fût. On voit sur la figure 4 que, lorsque le train est sorti, le passage 25 du fût est sensiblement vertical et reçoit l'amortisseur oléopneumatique 22 pour délimiter, avec son fond transversal 26, une chambre interne à volume variable 27 permettant de régler la hauteur de la jambe de force 20, comme on le verra ultérieurement. Plus particulièrement, l'amortisseur 22 se compose d'un cylindre 28 et d'une tige 29, ledit cylindre se terminant par une tête élargie 30 en forme de piston pour coulisser de manière appropriée et étanche dans le passage de réception 25 du fût et définir, entre la tête du cylindre et le fond transversal du passage, ladite chambre interne à volume variable 27. La tige 29 de l'amortisseur est articulée en partie basse 31, correspondant à l'extrémité inférieure de la jambe 20, à un balancier 32 par un axe de rotation 33, lequel balancier porte deux roues avant et deux roues arrière 34 agencées respectivement en tandem. Un compas articulé 35 relie, par ailleurs, le cylindre 28 et la tige 29 de l'amortisseur, de façon connue, pour éviter leur rotation l'un par rapport à l'autre. Une source de puissance fluidique 40 est avantageusement raccordée à la chambre interne à volume variable 27 par l'intermédiaire d'une liaison 41, telle qu'une canalisation ou tuyauterie, sur laquelle est monté un organe d'obturation fluidique commandable 42. Dans cet exemple, la source de puissance fluidique est un accumulateur 43 du type à piston coulissant 44, dont un côté ou compartiment 45 de l'accumulateur peut être mis en communication avec la chambre interne 27 de la jambe 20 et dont l'autre côté ou compartiment 46 est mis sous pression par un soufflet 47 rempli d'hélium. L'organe d'obturation 42 est par exemple une vanne de sélection 48 qui, selon l'une de ses deux positions stables, met en communication, ou non, la chambre interne 27 de la jambe avec le compartiment correspondant 45 de l'accumulateur 43. Cette vanne 48 est commandée, dans ce mode préféré de réalisation, par deux actionneurs 50 symbolisés sur la figure 4 et opérationnels par deux dispositifs de commande de courant à semi-conducteurs 51, dont le déclenchement est assuré par des modules d'unité centrale 52 des trains d'atterrissage 7G-7D, lorsque certaines conditions sont réunies, comme on le verra plus tard. On suppose, sur les figures 2 et 4, que la hauteur H de la jambe de force 20 prise, par exemple, entre le fond transversal 26 de la chambre interne 27 et le contact des roues 34 avec le sol de la piste P, est maxi- male du fait que le volume de la chambre interne 27 est rempli au maximum et qu'il est maintenu ainsi par la position de la vanne de sélection 48 qui ferme la liaison 41. On remarque aussi que le soufflet 47 de l'accumulateur est détendu sous l'action du gaz et occupe un espace important de celui-ci. De plus, le fluide contenu dans la chambre interne 27 est une huile hydraulique antidéflagrante, par exemple à base d'ester-phosphate. Ainsi, comme le montre la figure 2, lorsque la jambe de force 20 de chaque train d'atterrissage arrière 7G, 7D en position sortie a la hauteur H, l'assiette de l'avion 1 reposant sur la piste P est sensiblement ho- rizontale, commune à tous les avions, notamment lors des phases de roulage, de manoeuvre, de parking et de chargement. En revanche, lorsque l'avion 1 sur la piste P est prêt pour la phase de décollage, la chambre interne à volume variable 27 de chaque train d'atterrissage arrière, initialement remplie d'huile, peut être vidée si les trois conditions suivantes fournies par les modules 52 à l'équipage sont réunies : les dispositifs de sustentation sont dans la position de décollage de la manière enregistrée par les transducteurs de position 53 des leviers de volets ; le poids sur les roues est enregistré par un transformateur de déplace-ment variable rotatif 54 installé sur l'axe d'articulation du compas 35 des trains ; et au moins une manette des gaz 55 est avancée vers le positionnement de puissance au décollage. La vanne de sélection 48 est alors manoeuvrée pour changer de position, comme le montre la figure 5, par les actionneurs 50 qui sont eux-mêmes commandés par les dispositifs 51 recevant les ordres des modules 52 (sur la figure 5, les deux positions de la vanne ont été inversées comparativement à la figure 4, sans déplacement des actionneurs, mais dans la réalité ces derniers, lors de leur extension, ont déplacé linéaire-ment la vanne). De la sorte, la chambre interne à volume variable 27 est mise en communication fluidique avec le compartiment 45 de l'accumulateur 43 par la liaison 41. Simultanément, sous le poids de l'avion 1, l'amortisseur 22 s'enfonce dans le passage 25 du fût et l'huile contenue dans la chambre interne 27 est chassée de celle-ci et envoyée dans le compartiment 45 de l'accumulateur 43 en traversant la liaison 41 et sa vanne 48, et pousse le piston 44, de sorte que le soufflet 47 se replie en comprimant le gaz. La jambe de force 20 atteint alors sa hauteur minimale h puisque la chambre 27 est vide, la tête 30 de l'amortisseur 22 étant proche du fond transversal 26 du passage 25, comme le montrent les figures 3 et 5. Et l'arrière de chaque fuselage 2G, 2D est abaissé d'une distance égale à H-h correspondant sensiblement à la hauteur de la chambre 27, de sorte que l'assiette de l'avion 1 au contact de la piste P est inclinée avec une position cabrée d'angle A. Par sécurité, plusieurs rangées de capteurs de proximité à effet Hall (non représentés) sont prévues et se déplacent en alignement avec chaque train d'atterrissage arrière dans leur position sortie abaissée et une indication d'état confirme à l'équipage que l'avion est dans sa position correcte cabrée pour le décollage. Quand les gaz sont mis et que les freins sont relâchés, l'avion 1 accélère sur la piste avec le fuselage dans une assiette cabrée faisant l'angle A en présentant les ailes 9 et 10 par rapport à l'écoulement d'air selon un angle d'incidence optimal A pour favoriser le décollage sur des pistes de longueur usuelle malgré le poids important de l'avion à double fuselage et l'agencement de trains d'atterrissage en tandem. Quand les forces de portance atteignent la valeur souhaitée, l'avion se dresse et dé- colle tout en maintenant une assiette sensiblement constante. Durant tout ce temps, la valve de sélection 48 reste fermée. Quand le poids exercé sur chaque train d'atterrissage arrière, au moment où l'avion quitte le sol, se libère, le poids de l'amortisseur oléopneumatique 22 qui se détend, exerce une force vers le bas sur le cylindre 28 à l'intérieur de la chambre 27 et, en faisant cela, aide l'hélium sous pression contenu dans le soufflet 47 de l'accumulateur 43 à pousser le piston 44 de ce dernier et à renvoyer l'huile du compartiment 45 dans la chambre 27 en faisant basculer une valve de retenue, non représentée, disposée dans la valve de sélection 48. Cette valve de retenue autorise un débit de transfert d'huile très important dans la direction de sortie ou d'extension de la jambe de force en réduisant au minimum le temps nécessaire à remplir de nouveau la chambre interne, l'accumulateur 43 retrouvant sa position de la figure 4. Au bout de quelques secondes de décollage, avec une vitesse ascensionnelle confirmée, la jambe de force 20 de longueur variable de chaque train d'at- terrissage arrière 7G, 7D se trouve dans sa position sortie totalement en extension et la rétraction ou rentrée des trains peut commencer sur ordre de l'équipage. Pour l'atterrissage, la portance est progressivement réduite par l'angle de déploiement des différents volets et l'avion touche la piste avec une assiette sensiblement horizontale avec les trains d'atterrissage arrière sortis avec une hauteur maximale, le système de freinage hydraulique assurant l'arrêt de l'avion. En cas de défaillance du système de freinage en général (incluant aussi bien le système principal que le système auxiliaire) de l'avion 1, le fluide hydraulique contenu dans la chambre interne 27 de la jambe de force 20 peut être avantageusement utilisé en tant que source fluidique de secours pour freiner l'avion 1. Et le poids de ce dernier roulant sur la piste agit comme source d'énergie pour envoyer l'huile sous pression de la chambre interne 27 vers les freins du fait que l'amortisseur a tendance à s'enfoncer dans le passage 25 du fût de la jambe. Comme le montrent les figures 4 à 6, on prévoit une liaison de dérivation 60 (canalisation ou tuyauterie) entre la liaison 41, reliant la chambre interne 27 à la vanne de sélection 48, et la liaison d'alimentation 59 du système de freinage 58, et cette liaison de dérivation 60 comporte notamment un électrodistributeur 61 actionné par les dispositifs de commande 51. Cet électrodistributeur 61 occupe bien entendu une position fermée, obturant la liaison de dérivation 60, sur les figures 4 et 5 au moment du réglage de l'assiette de l'avion par l'abaissement arrière de ses fuselages et, en revanche, une position ouverte sur la figure 6 ouvrant la liaison de dérivation 60, lorsqu'une défaillance du système de freinage est détectée. Dans ce cas, la vanne de sélection 48 est fermée, de sorte que l'accumulateur 43 est inopérant. Par ailleurs, un clapet navette 62 à piston coulissant 63 est prévu entre la sortie de l'électrodistributeur 61 et le système de freinage 58 et reçoit, d'un côté, la liaison de dérivation 60 de l'électrodistributeur 61 et, de l'autre côté, la liaison 59 de l'alimentation hydraulique du système de freinage 58. La sortie de ce clapet navette 62 mène ensuite à une vanne de commande de remplacement 64 des freins qui est elle-même reliée à son tour à l'unité de freinage respective 65 des roues. Cette vanne 64 reçoit par ailleurs un signal 69 représentatif du poids sur les roues et un signal 57 représentatif des données de vitesse des roues en fonction de la 1 o vitesse par rapport au sol pour moduler la pression dans les freins et éviter le glissement des roues. La mise en marche de la source fluidique de secours (chambre 27) peut s'effectuer directement par le pilote, si la perte du système de freinage 58 (principal et auxiliaire) est constatée avec le contact de l'avion 15 sur la piste ou automatiquement sous l'ordre d'une fonction de commande de freinage d'urgence à logiciel intégré qui détecte la perte de pression du système par un capteur de pression 66 prévu sur la liaison d'alimentation 59 et relié aux modules 52. Lorsque l'électrodistributeur 61 est rendu actif par son alimenta- 20 tion électrique provenant du dispositif de commande 51, à la suite d'un dysfonctionnement du système de freinage usuel, le transducteur 67 situé sur la pédale de frein 68 appuyée alors par le pilote, envoie un ordre qui entraîne le changement de position de l'électrodistributeur 61 pour le mettre en position ouverte, comme le montre la figure 6. Cela permet à l'huile 25 contenue dans la chambre interne 27, sous l'action de l'amortisseur 22 soumis au poids de l'avion et s'enfonçant dans le fût selon la flèche f, d'être forcée sous pression hors de la chambre interne 27, de traverser l'électrodistributeur 61 par la liaison de dérivation 60 et de déplacer, vers la droite sur la figure 6, la position 63 du clapet navette 62. En effet, la pression hydraulique dans le système de freinage 58 et, donc, dans la liai-son d'alimentation 59, a chuté par suite du dysfonctionnement. De la sorte, l'huile sous pression sort du clapet 62, traverse la vanne de commande 64 pour parvenir à l'unité de freinage 65, qui assure l'arrêt de l'avion par le contact des disques de freinage pressés les uns contre les autres par les pistons de l'unité. Etant donné le volume de fluide contenu dans la chambre interne 27, de nombreuses applications ou actions sur les freins sont possibles, et certainement beaucoup plus que ce qu'il est possible d'effectuer avec le dispositif d'urgence à accumulateur prévu usuellement dans les aéronefs (en plus des systèmes principal et auxiliaire) et qui pourra être supprimé et remplacé par le train selon l'invention. Ainsi, ce volume important de fluide à l'intérieur de la chambre in-terne 27 peut permettre à l'avion 1 de quitter la piste et de rouler jusqu'à un emplacement donné sans avoir besoin d'un véhicule de remorquage, en réduisant ainsi le temps d'occupation des pistes dans le cas d'une perte totale de freinage. En outre, pour s'assurer que la force engendrée par la tête en pis-ton 30 du cylindre 28 de l'amortisseur 22 sur les disques de frein est suf- fisante dans des conditions de freinage d'urgence, la surface de la tête 30 du cylindre dans le passage 25 doit correspondre à la surface des pistons qui actionnent les disques de frein et qui sont équi-angulairement répartis autour de ceux-ci, en prenant en compte la force descendante agissant sur le train d'atterrissage arrière au niveau du point d'application des freins. Dans l'exemple de réalisation illustré sur la figure 7, chaque cylindre de frein 70 d'une unité de freinage 65 d'une roue 34 comporte avantageusement, à l'intérieur, deux pistons coaxiaux et concentriques 71 et 72, dont celui interne et central 71 fonctionne directement sous l'action du système de freinage usuel 1 et dont l'autre, externe, 72 fonctionne sous l'action de la source fluidique de secours 27 pour entraîner le déplacement du piston interne 71. En particulier, le piston central 71 s'applique, d'un côté, sur l'en-semble de disques empilés 74 (rotors et stators) par une plaque de pres- s sion usuelle et est relié, de l'autre côté, à une tubulure centrale 75 traversant, de manière étanche, le fond 76 du cylindre 70 et raccordée par un raccord 77 à la liaison d'alimentation 59 provenant du système de freinage principal 58. Quant au piston externe 72 de forme annulaire, il entoure avec étanchéité et en partie le piston central 71 et la tubulure cen- 10 traie 75 et, pour cela, il présente un épaulement annulaire interne 78, qui bute contre la face transversale arrière 79 du piston central d'où part la tubulure centrale 75, tandis que la face transversale avant 80 du piston interne fait saillie par rapport à celle 81 du piston externe et agit sur les disques par la plaque de poussée. La face transversale arrière 82 du piston 15 externe est distante du fond 76 dudit cylindre 70 pour définir un espace annulaire 83 relié, par l'intermédiaire d'un raccord 84 externe au cylindre, à la liaison d'alimentation issue de la source fluidique de secours 27. Ainsi, lorsque le système de freinage principal fonctionne, le piston central 71 de chaque cylindre de frein 70 se déplace, sous l'action du 20 fluide hydraulique provenant de la liaison 59, dans le piston externe 72 fixe par rapport au cylindre 70, et s'applique contre l'ensemble des disques 74 pour stopper l'avion. En revanche, lorsque la source fluidique de secours ou chambre 27 est rendue opérationnelle par suite de la défaillance du système de freinage 58, par l'intermédiaire du fluide provenant 25 de la chambre interne 27 et de la liaison 60 via l'électrodistributeur 61, le piston externe annulaire 72 est poussé par la pression fluidique régnant dans l'espace 83 et s'applique, par l'intermédiaire de son épaulement annulaire interne 78, contre le piston interne central 71, lequel agit sur l'en-semble des disques 74. Bien entendu, la surface annulaire du piston externe 72 est calibrée pour appliquer la force appropriée aux disques de frein, en prenant en considération la pression fluidique réduite fournie par la source fluidique de secours, la pression disponible étant une fonction de la surface de la tête en piston 30 du cylindre de l'amortisseur 22 et du poids agissant sur le train d'atterrissage arrière au moment de l'application du freinage d'urgence. REVENDICATIONS1. Train d'atterrissage arrière pour aéronef, du type comportant une jambe de force (20) reliée à une extrémité supérieure audit aéronef et portant, à son extrémité inférieure, un ensemble de roues (34), caractérisé : en ce que, lorsque ledit train est en position sortie, ladite jambe de force (20) a une hauteur variable commandable entre au moins une hauteur maximale pour laquelle l'assiette dudit aéronef est sensiblement horizontale et une hauteur minimale pour laquelle l'assiette dudit aéro- nef est cabrée ; ù en ce que ladite jambe de force (20) comporte un fût (21) articulé au-tour dudit aéronef et un amortisseur (22) portant ledit ensemble de roues et monté, de manière coulissante, dans un passage de réception (25) dudit fût pour définir une chambre interne fluidique à volume varia- ble (27) ; et en ce qu'une source de puissance fluidique (40) est raccordée à ladite chambre interne (27) par l'intermédiaire d'un organe d'obturation commandable (42), grâce à quoi ladite source de puissance fluidique, selon la commande dudit moyen d'obturation, peut remplir ou vider ladite chambre interne (27) en variant la hauteur de ladite jambe (20) pour que l'assiette dudit aéronef se trouve, respectivement, horizontale ou cabrée. 2. Train selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite source de puissance fluidique (40) comporte au moins un accumulateur (43) raccordé à ladite chambre interne fluidique (27) de ladite jambe de force (20). 3. Train selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit accumulateur (43) est du type à piston coulissant (44) soumis, d'un côté, à l'action du fluide contenu dans ladite chambre interne (27) et, de l'autre côté, à l'action d'un gaz compressible. 4. Train selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit gaz compressible est de l'hélium et est contenu dans un soufflet (47) disposé entre ledit piston (44) et le fond dudit accumulateur (43). 5. Train selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit organe d'obturation commandable (42) agencé entre ladite chambre interne (27) de la jambe de force et ladite source de puissance (40) comporte au moins une vanne de sélection (48) actionnable par un moyen de commande et permettant, selon la position de ladite vanne et lorsque ledit train est sorti, d'établir ou de bloquer la communica- tion fluidique entre ladite chambre interne (27) et ladite source de puissance (40). 6. Train selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit moyen de commande dudit organe d'obturation (42) est défini par au moins un actionneur (50) mû par au moins un dispo- sitif de commande (51) de courant à semi-conducteurs relié à un module d'unité centrale (52). 7. Train selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que, lorsque la hauteur de ladite jambe de force est maximale, ladite chambre interne fluidique (27) est raccordable au sys- tème de freinage hydraulique (58) de l'aéronef en cas de défaillance de ce système. 8. Train selon la revendication précédente 7, caractérisé en ce que, entre ladite chambre interne fluidique (27) de la jambe de force (20) et ledit organe d'obturation (42), est prévue une liai- son de dérivation fluidique (60) comportant un électrodistributeur commandable (61) et menant aux unités de freinage des roues (34), de sorte que, lorsque ledit électrodistributeur (61) est rendu actif par suite d'une défaillance du système de freinage et que ledit organe d'obturation (42) ferme l'accès à ladite source de puissance (40), le fluide issu de ladite chambre interne est envoyé en direction desdites unités de freinage (65). 9. Train selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'un clapet navette (62) à piston (63) est agencé entre la sortie dudit électrodistributeur (61) et la liaison d'alimentation (59) dudit système de freinage et est relié à sa sortie auxdites unités de freinage pour envoyer le fluide issu de ladite chambre interne vers ces dernières lors de la défaillance dudit système de freinage. 10. Train selon l'une des revendications 7 à 9, du type dans lequel lesdites unités de freinage (65) sont définies par des empilages de disques (74) poussés par des pistons montés dans des cylindres de frein (70), caractérisé en ce que la surface transversale dudit amortisseur (22) monté dans le passage (25) dudit fût délimitant ladite chambre interne (27), correspond sensiblement à la somme des surfaces transversales des pis-tons des cylindres (70) qui agissent sur lesdits disques de frein. 1 1 . Train selon la revendication 10, caractérisé en ce que chaque cylindre de frein (70) comprend deux pistons coaxiaux et concentriques, respectivement central (71) et annulaire (72), ledit piston central (71) étant soumis à l'action dudit système de freinage hydraulique pour agir sur lesdits disques (74) et, en cas de défaillance du- dit système, ledit piston annulaire (72) étant soumis à l'action dudit fluide provenant de ladite chambre interne (25) pour entraîner le déplacement dudit piston central (71) qui agit sur lesdits disques.12. Train selon la revendication Il, caractérisé en ce que la liaison entre les deux pistons (71, 72) est définie par un épaulement interne prévu dans ledit piston annulaire (72) et s'appliquant contre ledit piston central (71).