Brevet FR2990926A1 — publié le 20131129

Moyen de stabilisation en tangage et aéronef à voilure tournante muni d'un tel moyen La présente invention concerne un moyen de stabilisation en tangage, et un aéronef à voilure tournante muni d'un tel moyen de stabilisation en tangage pour notamment minimiser le phénomène de bosse d'assiette. L'invention se situe donc dans le domaine technique restreint des aéronefs sujets au phénomène de bosse d'assiette. Classiquement, un hélicoptère comprend par exemple une cellule s'étendant longitudinalement d'une extrémité avant vers une extrémité arrière de part et d'autre d'un plan antéropostérieur de symétrie, et selon une direction verticale d'une portion inférieure équipée d'un train d'atterrissage vers une portion supérieure munie d'un rotor principal de sustentation et de propulsion. De plus, la cellule comporte un rotor arrière au niveau de son extrémité arrière. Le rotor arrière a notamment pour fonction de contrer le couple en lacet exercé par le rotor principal sur la cellule. De plus, ce rotor arrière permet de contrôler les mouvements en lacet de l'hélicoptère. Par ailleurs, un hélicoptère comprend parfois des surfaces stabilisatrices additionnelles. Par exemple, il est usuel d'équiper un hélicoptère d'une surface stabilisatrice en lacet contenue par exemple dans la plan antéropostérieur pour s'opposer audit couple en lacet à grande vitesse d'avancement de l'aéronef. Une telle surface stabilisatrice en lacet est dénommée parfois « dérive » De même, l'hélicoptère comporte parfois un moyen de stabilisation en tangage présentant une angulation dont la valeur absolue est comprise entre 0° et plus ou moins 90° avec ledit plan antéropostérieur, ce moyen de stabilisation en tangage comportant par exemple deux surfaces stabilisatrices en tangage s'étendant symétriquement de part et d'autre dudit plan antéropostérieur. On nomme parfois un tel moyen de stabilisation en tangage « empennage horizontal » ou plus simplement « empennage ». Le terme « empennage » est d'autant plus usité que le moyen de stabilisation n'est pas nécessairement horizontal. Le moyen de stabilisation en tangage est très efficace, son 10 efficacité croissant conjointement avec la vitesse d'avancement de l'hélicoptère. De plus, on comprend qu'on maximise l'efficacité d'un moyen de stabilisation en tangage en maximisant sa surface alaire. Cependant, l'écoulement d'air traversant le rotor principal d'un hélicoptère traditionnel en vol est défléchi vers l'arrière et 15 vient impacter le moyen de stabilisation en tangage, notamment en translation à basse vitesse voire en vol stationnaire. Cet écoulement d'air exerce alors des efforts sur le moyen de stabilisation en tangage que le pilote compense en manoeuvrant ses commandes de vol. 20 Toutefois, lorsque les conditions de vol varient, la déflection de l'écoulement d'air est aussi modifiée. Il en va donc de même des efforts exercés sur le moyen de stabilisation en tangage. Ce phénomène est dénommé « bosse d'assiette » par l'homme du métier. 25 En phase d'accélération ou de décélération les efforts exercés par l'écoulement d'air traversant le rotor principal en impactant le moyen de stabilisation en tangage tendent à faire cabrer l'hélicoptère. Pour stabiliser la vitesse de l'hélicoptère, le pilote doit alors utiliser son manche de commande de pas cyclique des pales du rotor principal pour diminuer le cabrage de cet hélicoptère. On comprend que l'optimisation du moyen de stabilisation en tangage réalisée en maximisant sa surface alaire accentue la bosse d'assiette. Dès lors, il parait impossible d'utiliser un moyen de stabilisation en tangage ayant une grande surface alaire sur un hélicoptère sans induire une augmentation du phénomène de bosse d'assiette. Pour y remédier, on connaît des moyens de stabilisation munis d'une surface de stabilisation fixe et d'une surface mobile. La position de la surface mobile par rapport à la surface de stabilisation fixe peut alors être contrôlée via des commandes de vol pour limiter le phénomène de bosse d'assiette. Bien qu'intéressante, cette architecture impose des commandes de vol induisant une augmentation de la masse de l'aéronef, ainsi qu'une complexité accrue de l'aéronef. Une deuxième solution consiste à agencer un moyen de stabilisation en tangage d'un aéronef à voilure tournante en dehors du sillage de cette voilure tournante. Cependant, cette deuxième solution peut induire de fait une perte d'efficacité notable du moyen de stabilisation. Le document FR 1 511 006 présente à cet effet un aéronef muni d'une voilure tournante et d'un empennage horizontal qui est 25 agencé en haut d'une dérive. La présente invention a alors pour objet de proposer un moyen de stabilisation en tangage d'un aéronef à voilure tournante visant à minimiser le phénomène de bosse d'assiette. Parmi l'arrière plan technologique éloigné du domaine technique de l'invention et du problème technique relatif à la minimisation du phénomène de la bosse d'assiette, on connaît les volets hypersustentateurs. Une aile comprend classiquement une surface aérodynamique fixe. Certains avions comprennent alors d'une part une surface aérodynamique fixe, et d'autre part des volets hypersustentateurs prolongeant la surface aérodynamique selon le sens d'avancement de l'avion pour minimiser la vitesse de décrochage de l'avion. Chaque volet hypersustentateur est mobile pour permettre le passage d'air entre la surface aérodynamique fixe et le volet. Le document FR 2 864 026 concerne un procédé et un dispositif pour réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un hélicoptère par l'écoulement aérodynamique en provenance du rotor principal qui assure la sustentation et la propulsion de l'appareil et par l'écoulement aérodynamique le long du fuselage. Le document US 3 902 688 présente un aéronef muni d'un stabilisateur horizontal agencé en haut d'une dérive, et d'un 20 stabilisateur horizontal agencé en bas de cette dérive. Le document US 3 583 659 présente un hélicoptère comportant un rotor arrière. L'hélicoptère est muni d'un carénage constitué de plusieurs anneaux fixes parallèles entre eux. 25 Le document US 4 828 203 présente un aéronef muni : - d'un fuselage, - d'un jeu d'ailes canard fixées au fuselage en avant du centre de gravité de l'aéronef, - d'un jeu de rotors carénés sustentateurs attachés au fuselage au niveau dudit centre de gravité, - d'une aile fixe fixée au fuselage en arrière du centre de gravité de l'aéronef. Dès lors, ce document est éloigné de l'invention en visant un aéronef à voilure fixe, et non pas un aéronef à voilure tournante. En outre, les rotors carénés ne sont pas des moyens de stabilisation en tangage de type empennage, mais des organes munis d'un moyen de propulsion. On entend en effet par « moyen de stabilisation en tangage » un moyen passif dépourvu de ventilateur ou de moteur. Dans ce contexte et selon l'invention, un moyen de stabilisation en tangage est muni d'au moins une surface de stabilisation fixe s'étendant en épaisseur d'une face inférieure vers une face supérieure ainsi que longitudinalement d'un bord d'attaque vers un bord de fuite. Le terme « longitudinalement » fait référence à l'extension longitudinale d'un aéronef de son nez vers son extrémité arrière. Les termes « supérieure » et « inférieure » sont à considérer lorsque le moyen de stabilisation en tangage est agencé sur un aéronef reposant sur le sol notamment. Dans le cadre d'un empennage déportant, la « face supérieure » peut représenter l'intrados de l'empennage, alors la « face inférieure » représente son extrados. Ce moyen de stabilisation est notamment remarquable en ce que la surface de stabilisation comporte au moins une fente traversant de part en part l'épaisseur de cette surface de stabilisation de la face supérieure vers ladite face inférieure, cette fente étant agencée au sein de la surface de stabilisation entre le bord d'attaque et le bord de fuite pour permettre le passage d'un écoulement d'air provenant d'un rotor de la face supérieure vers la face inférieure de la surface de stabilisation. Le moyen de stabilisation est donc dépourvu de ventilateur ou de rotor notamment. En vol d'avancement rapide, l'écoulement d'air se déplace du bord d'attaque vers le bord de fuite de la surface de stabilisation. Plus précisément, l'écoulement d'air s'écoule le long de la face supérieure et de la face inférieure de la surface de stabilisation. Cependant, une partie de l'écoulement d'air s'écoulant le long de la face supérieure traverse une fente de cette surface de stabilisation puis s'écoule le long de la face inférieure de la surface de stabilisation. Les fentes ne nuisent toutefois pas sensiblement au rendement du moyen de stabilisation en termes de stabilisation en tangage d'un véhicule. A basse vitesse d'avancement voire en vol stationnaire, l'écoulement d'air impacte la face supérieure de la surface de stabilisation, cette surface de stabilisation générant de fait une déportance. Toutefois, une partie de cet écoulement d'air traverse la surface de stabilisation au travers des fentes. Dès lors, la déportance générée est minimisée. On verra par la suite que la surface équivalente à considéré d'un point de vue déportance peut être de l'ordre de la moitié de la surface à considérer en vol d'avancement rapide d'un point de vue stabilisation en tangage. L'invention permet donc d'obtenir un moyen de stabilisation en tangage d'un aéronef à voilure tournante susceptible de minimiser le phénomène de bosse d'assiette. De plus, cette invention est aisée à mettre en oeuvre et peut avoir un impact limité sur l'aéronef, d'un point de vue massique par exemple. Ce moyen de stabilisation peut de plus comprendre une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent. Ainsi, la surface de stabilisation peut être une surface 10 aérodynamique à claire-voie. La surface aérodynamique présente donc des ouvertures définissant les fentes. En outre, la surface de stabilisation peut comporter au moins un déviateur du flux d'air traversant la fente, chaque déviateur s'étendant entre la face inférieure et la face supérieure selon 15 l'envergure de la surface aérodynamique pour séparer deux compartiments de la fente. Les déviateurs permettent d'optimiser la circulation de l'air au sein de la fente. Durant un vol d'avancement rapide, les déviateurs tendent 20 éventuellement à augmenter la portance de la surface de stabilisation en minimisant le décollement de la couche limite. En outre, durant un vol à basse vitesse, les déviateurs peuvent participer au décrochage aérodynamique de la surface de stabilisation. 25 Ainsi, selon la réalisation, chaque fente est soit totalement creuse soit munie d'au moins un déviateur du flux d'air. Par contre, la surface aérodynamique ne contient aucun rotor au sein d'une fente. La surface de stabilisation ne peut donc pas être assimilée à un carénage de rotors. Selon une première variante, un déviateur peut comporter une plaque plane. La fabrication du déviateur et du moyen de stabilisation est alors de fait aisée. Selon une deuxième variante, le déviateur présente un profil aérodynamique, le déviateur comprenant une surface d'intrados dirigée vers le bord de fuite de la surface de stabilisation et une surface d'extrados dirigée vers le bord d'attaque de la surface de stabilisation. On comprend que l'on nomme « intrados » et « extrados » respectivement l'intrados et l'extrados de la surface de stabilisation, puis « surface d'intrados » et « surface d'extrados » respectivement l'intrados et l'extrados d'un déviateur profilé. Cette caractéristique vise à optimiser la maîtrise des flux d'air. De plus, la corde aérodynamique du déviateur à iso-portance peut être réduite et ainsi engendrer un gain de masse. La première variante et la deuxième variante peuvent être combinées. Par exemple une fente peut comporter d'une part au 20 moins un déviateur plan et d'autre part au moins un déviateur profilé. Selon un autre aspect, lorsque le moyen de stabilisation comportant une pluralité de déviateurs, les déviateurs sont éventuellement parallèles les uns aux autres. 25 Dans le cadre d'un déviateur muni d'un profil aérodynamique, le plan reliant le bord d'attaque et le bord de fuite d'un déviateur est par exemple parallèle au plan reliant le bord d'attaque et le bord de fuite d'un autre déviateur. Par ailleurs, le moyen de stabilisation peut comporter un moyen d'orientation d'au moins un déviateur afin que le déviateur soit mobile. L'ajustement des déviateurs permet d'influencer le foyer de portance de la surface de stabilisation. Dès lors, une réorientation des déviateurs entre eux peut permettre d'augmenter ou de diminuer artificiellement le ratio des bras de levier entre la première distance séparant le centre de gravité d'un aéronef et le centre de poussée de l'aéronef, et la deuxième distance séparant ce centre de poussée et le foyer de portance de la surface de stabilisation. Cette version de l'invention est plus complexe du fait de la présence du moyen d'orientation. Ce moyen d'orientation peut comporter un moteur commandé par un organe de commande. Toutefois, cette version présente l'avantage de pouvoir incliner les déviateurs, pour optimiser leurs positions par rapport à l'écoulement d'air incident. Il est par exemple possible d'obturer la fente durant un vol d'avancement pour rapprocher le comportement du moyen de 20 stabilisation selon l'invention d'un moyen de stabilisation classique. Les déviateurs ne sont pas assimilables aux volets hypersustentateurs dans la mesure où ces déviateurs remplissent une autre fonction, et sont de plus agencés au sein de la surface 25 de stabilisation contrairement aux volets hypersustentateurs qui prolongent une aile. De plus, le moyen de stabilisation peut comporter un moyen de réglage de l'incidence de la surface de stabilisation aérodynamique par rapport à une cellule. Un moyen de réglage peut comporter un moteur apte à incliner une surface de stabilisation par rapport à un écoulement d'air, ou encore un volet de braquage par exemple. On se référera à la littérature pour obtenir des informations relatives aux moyens d'inclinaison en vol d'une surface aérodynamique. Outre un moyen de stabilisation en tangage, l'invention vise un aéronef muni d'une cellule s'étendant longitudinalement d'un nez vers une extrémité arrière, l'aéronef ayant une voilure tournante portée par la cellule entre ledit nez et ladite extrémité arrière, l'aéronef ayant un moyen de stabilisation porté par la cellule entre l'extrémité arrière et la voilure tournante. Cet aéronef comporte alors un moyen de stabilisation du type décrit précédemment. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - les figures 1 et 2, des schémas montrant un aéronef selon l'invention explicitant la problématique, - la figure 3, une réalisation d'un moyen de stabilisation en tangage muni d'une unique surface de stabilisation, - la figure 4, une réalisation d'un moyen de stabilisation en tangage muni d'un deux surfaces de stabilisation, - les figures 5 et 6, des schémas explicitant l'invention sur la base d'une première variante, et - la figure 7 un schéma présentant une deuxième variante de l'invention. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. On note que trois directions X, Y et Z orthogonales les unes par rapport aux autres sont représentées sur les figures. La direction X est dite longitudinale. Le terme « longitudinal » est relatif à une dimension longitudinale des structures décrites selon cette direction longitudinale X. Une autre direction Y est dite transversale. Enfin, une troisième direction Z est dite d'élévation et 10 correspond aux dimensions en hauteur des structures décrites. Le terme « épaisseur » est alors relatif à une dimension en élévation des structures décrites selon cette direction d'élévation. Le plan X, Z représente le plan antéropostérieur de symétrie des aéronefs représentés. 15 Les figures 1 et 2 présentent un aéronef 1 à voilure tournante. En référence à la figure 1, cet aéronef 1 comprend une cellule 2 s'étendant longitudinalement d'un nez 3 vers une extrémité arrière 4. La cellule 2 porte alors une voilure tournante 5 20 munie d'un rotor de sustentation agencé entre le nez 3 et l'extrémité arrière 4. De plus, l'extrémité arrière 4 est pourvue d'un rotor arrière pour le contrôle des mouvements en lacet de l'aéronef 1. Cet aéronef 1 inclut alors un moyen de stabilisation 10 en 25 tangage agencé entre la voilure tournante 5 et l'extrémité arrière 4. La surface alaire de ce moyen de stabilisation 10 est maximisée pour optimiser son efficacité. A basse vitesse, à savoir lorsque la vitesse d'avancement vers l'avant de l'aéronef est inférieure à une vitesse prédéterminée, égale par exemple à 60 noeuds soit environ 30.8 mètres par seconde, l'écoulement d'air 7 traversant la voilure tournante 5 impacte la face supérieure du moyen de stabilisation 10. A l'inverse, à grande vitesse, cet écoulement d'air 7 peut s'écouler de part et d'autre du moyen de stabilisation 10. Cet impact variable de l'écoulement d'air 7 sur le moyen de 10 stabilisation 10 est à l'origine du phénomène dit de bosse d'assiette sur un aéronef classique. Toutefois, en référence à la figure 3, l'invention vise un moyen de stabilisation 10 en tangage innovant, tel qu'un empennage d'un aéronef à voilure tournante. 15 Ce moyen de stabilisation 10 inclut au moins une surface de stabilisation 20 apte à être fixée à la cellule 2 d'un aéronef à voilure tournante. Par exemple, selon la réalisation de la figure 3, le moyen de stabilisation 10 comporte une unique surface de stabilisation 20 20 traversant transversalement la cellule 2 pour s'étendre de part et d'autre de cette cellule 2. Cette surface de stabilisation peut aussi s'étendre à partir de la cellule 2 d'un unique côté de l'aéronef. Selon la réalisation de la figure 4, le moyen de stabilisation 25 10 comporte deux surfaces de stabilisation 20 s'étendant transversalement de part et d'autre de cette cellule 2. Indépendamment de la réalisation et en référence à la figure 3, chaque surface de stabilisation 20 s'étend longitudinalement d'un bord d'attaque 23 vers un bord de fuite 24, en élévation d'une face inférieure 21 vers une face supérieure 22, et transversalement selon son envergure. La face supérieure 22 est alors à l'aplomb de la face inférieure 21 sur un aéronef posé sur le sol. Dès lors, chaque surface de stabilisation 20 comporte au moins une fente 30. Chaque fente 30 traverse de part en part la surface de stabilisation 20 selon son épaisseur entre le bord d'attaque 23 et le bord de fuite 24 de la surface de stabilisation. Par suite, de l'air peut passer au travers de la surface de stabilisation en traversant successivement la face supérieure 22, une fente 30 et la face inférieure 21. Chaque fente représente donc une ouverture permettant à l'écoulement d'air de traverser l'épaisseur de la surface aérodynamique. La surface de stabilisation est dès lors une surface aérodynamique à claire-voie. Par ailleurs, chaque fente peut être totalement creuse. Toutefois, selon la version représentée, chaque fente peut accueillir au moins un déviateur 40. Chaque déviateur 40 s'étend selon l'envergure de la surface 20 de stabilisation, par exemple parallèlement au bord d'attaque 23. De plus, chaque déviateur 40 s'étend au sein d'une fente entre la face inférieure 21 et la face supérieure 22 de la surface aérodynamique pour délimiter deux compartiments 31 distincts de la fente. Chaque déviateur peut s'étendre en élévation de la face 25 inférieure 21 vers la face supérieure 22. Eventuellement, le moyen de stabilisation 10 inclut un moyen d'orientation 50 pour orienter chaque déviateur 40 dans la fente. Le moyen d'orientation peut comporter au moins un moteur apte à faire effectuer une rotation à au moins un déviateur autour d'un axe transversal AX. En outre, en référence à la figure 4, le moyen de stabilisation peut inclure un moyen de réglage 60 de l'incidence de chaque surface de stabilisation 20. Par ailleurs, selon une première variante représentée sur les figures 5 et 6, au moins un déviateur 40 comporte une plaque plane 41. Cette architecture est alors relativement simple à fabriquer. Selon la deuxième variante de la figure 7, au moins un déviateur 40 présente un profil aérodynamique 42. Ce déviateur 40 est alors muni d'une surface d'intrados 43 qui est dirigée vers le bord de fuite 24 de la surface de stabilisation 20, et d'une surface d'extrados 44 qui est dirigée vers le bord d'attaque 23 de la surface de stabilisation 20. Indépendamment de la variante et en référence à la figure 5, durant un vol d'avancement à une relative grande vitesse, le flux d'air incident impactant chaque surface aérodynamique s'écoule le long de la face inférieure 21 et de la face supérieure 22 de cette surface aérodynamique. De plus, une partie de l'écoulement d'air parcourant la face supérieure 22 traverse une fente 30 pour rejoindre le bord de fuite du côté de la face inférieure 21. Il est à noter que selon une version, les déviateurs 41 sont manoeuvrés pour obturer la fente 31 et éviter cette circulation d'air de la face supérieure vers la face inférieure. Durant le vol d'avancement à grande vitesse, la portance générée par le moyen de stabilisation afin de stabiliser en tangage l'aéronef dépend d'une surface de référence maximale SMAX. Cette surface de référence maximale SMAX est sensiblement égale à la surface alaire qu'aurait le moyen de stabilisation en l'absence des fentes. Par contre, indépendamment de la variante et en référence à la figure 6, durant un vol d'avancement à faible vitesse voire en vol stationnaire, l'écoulement d'air provenant de la voilure tournante impacte la face supérieure de chaque surface aérodynamique. Une partie de l'écoulement d'air traverse cependant de fait les fentes du moyen de stabilisation. La déportance générée par le moyen de stabilisation dépend alors d'une surface de référence minimale SMIN. Cette surface de référence minimale SMIN est égale à la surface de référence maximale SMAX moins la surface couverte par les fentes au niveau de la face supérieure 22. Dès lors, la surface générant une déportance néfaste dans certaines phases de vol peut être de l'ordre de la moitié de la surface générant une portance favorable dans d'autres phases de vol. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. REVENDICATIONS1. Moyen de stabilisation (10) en tangage muni d'au moins une surface de stabilisation (20) fixe s'étendant en épaisseur d'une face inférieure (21) vers une face supérieure (22) ainsi que longitudinalement d'un bord d'attaque (23) vers un bord de fuite (24), caractérisé en ce que ladite surface de stabilisation (20) comporte au moins une fente (30) traversant ladite épaisseur de cette surface de stabilisation (20) de ladite face supérieure (22) vers ladite face inférieure (21), ladite fente (30) étant agencée au sein de la surface de stabilisation (20) entre ledit bord d'attaque (23) et ledit bord de fuite (24) pour permettre le passage d'un écoulement d'air provenant d'un rotor de ladite face supérieure (22) vers ladite face inférieure (21). 2. Moyen de stabilisation selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite surface de stabilisation (20) est une surface aérodynamique à claire-voie. 3. Moyen de stabilisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que ladite surface stabilisation (20) comporte au moins un déviateur (40) d'un flux d'air traversant ladite fente (30), chaque déviateur (40) s'étendant entre la face inférieure (21) et la face supérieure (22) selon l'envergure de la surface aérodynamique pour séparer deux compartiments (31) de ladite fente (30). 4. Moyen de stabilisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,caractérisé en ce que chaque fente (30) est soit totalement creuse soit munie d'au moins un déviateur (40) d'un flux d'air. 5. Moyen de stabilisation selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit déviateur (40) comporte une plaque plane (41). 6. Moyen de stabilisation selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit déviateur (40) présente un profil aérodynamique (42), le déviateur (40) comprenant une surface d'intrados (43) dirigée vers le bord de fuite (24) de la surface de stabilisation (20) et une surface d'extrados (44) dirigée vers le bord d'attaque (23) de la surface de stabilisation (20). 7. Moyen de stabilisation selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit moyen de stabilisation (10) comporte un moyen d'orientation (50) d'au moins un déviateur (40) afin que ledit déviateur (40) soit mobile. 8. Moyen de stabilisation selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit moyen de stabilisation (10) comportant une pluralité de déviateur (40), les déviateurs (40) d'une fente sont parallèles les uns aux autres. 9. Moyen de stabilisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que le moyen de stabilisation (10) comporte un moyen de réglage (60) de l'incidence de la surface de stabilisation par rapport à une cellule (2). 10. Aéronef (1) muni d'une cellule (2) s'étendant longitudinalement d'un nez (3) vers une extrémité arrière (4), leditaéronef (1) ayant une voilure tournante (5) portée par la cellule (2) entre ledit nez (3) et ladite extrémité arrière (4), ledit aéronef (1) ayant un moyen de stabilisation (10) porté par ladite cellule (2) entre ladite extrémité arrière (4) et ladite voilure tournante (5), caractérisé en ce que ledit moyen de stabilisation (10) est selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.