Brevet FR3038583A1 — publié le 20170113

Avion et procédé de contrebalancement des effets aérodynamiques du sillage d'hélice Les avions actuels à turbopropulseurs peuvent comprendre une ou plusieurs hélices fixées aux ailes de l'avion. Lorsqu'une hélice est installée sur un avion, elle modifie de façon significative le champ d'écoulement autour de la cellule. Cela est dû à l'hélice qui tourne et génère un champ d'écoulement hélicoïdal ou en spirale, connue comme "sillage d'hélice", qui agit sur le champ d'écoulement d'air en aval. Le sillage d'hélice comprend des composantes de vitesse axiales et rotationnelles. Les composantes rotationnelles peuvent soit augmenter soit réduire la portance générée par l'aile, créant ainsi des zones localisées de portance augmentée ou réduite le long de l'envergure de l'aile, comparé à la portance générée par l'aile sans le sillage. Ainsi, l'hélice installée modifie de façon significative le champ d'écoulement autour de la cellule qui est immergée dans le sillage d'hélice. Les avions à turbopropulseurs de la génération actuelle ont été conçus comme un assemblage de composants, où chaque composant est créé de manière isolée et avec une prise en compte minimale de l'environnement créé sur les autres composants de l'avion. Plus particulièrement, l'hélice et la cellule sont conçues indépendamment l'une de l'autre. Ainsi, les conceptions actuelles des ailes ne tentent pas de compenser le sillage d'hélice. Au lieu de cela, la compensation des effets du sillage est abordée principalement par les réglages de compensation de l'avion. Selon un aspect, un mode de réalisation de l'invention concerne un avion comprenant un fuselage présentant un axe longitudinal, une aile s'étendant à partir du fuselage et comportant un bord d'attaque et un bord de fuite, un réacteur monté sur l'aile et comportant un arbre de sortie tournant, une hélice couplée fonctionnellement à l'arbre de 3038583 2 sortie et générant un champ d'écoulement tournant pour définir un sillage d'hélice lorsque l'hélice est mise en rotation par l'arbre de sortie tournant. L'hélice est située à l'avant par rapport au bord d'attaque de l'aile, de manière à ce que le sillage d'hélice s'écoule sur 5 l'aile en formant des zones localisées d'angle d'attaque effectivement augmenté, générant une charge alaire accrue correspondante, l'aile présentant des zones localisées correspondantes de longueur de corde réduite, pour neutraliser la charge alaire qui serait augmentée dans le cas contraire, et des zones localisées d'angle d'attaque effectivement 10 diminué, générant une charge alaire réduite correspondante, l'aile présentant des zones localisées correspondantes de longueur de corde augmentée, pour neutraliser la charge alaire qui serait réduite dans le cas contraire. Selon un autre aspect, un mode de réalisation de l'invention 15 concerne un avion comprenant un fuselage présentant un axe longitudinal, une aile s'étendant à partir du fuselage et comportant un bord d'attaque et un bord de fuite, un réacteur monté sur l'aile et comportant un arbre de sortie tournant, une hélice couplée fonctionnellement à l'arbre de sortie et générant un champ 20 d'écoulement tournant pour définir un sillage d'hélice lorsque l'hélice est mise en rotation par l'arbre de sortie tournant. L'hélice est située à l'avant par rapport au bord d'attaque de l'aile, de manière à ce que le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile en formant des zones localisées d'angle d'attaque effectivement augmenté et effectivement réduit de 25 l'air s'écoulant sur l'aile, et l'aile présente des zones localisées correspondantes de variation physique pour neutraliser substantiellement toute charge alaire localisée correspondante, pouvant être attribuée à l'angle d'attaque effectivement augmenté ou effectivement réduit de l'air s'écoulant sur l'aile. 30 Selon encore un autre aspect, un mode de réalisation de l'invention concerne un procédé pour contrebalancer les effets aérodynamiques d'un sillage d'hélice agissant sur une aile, le procédé 3038583 3 comprenant la modification locale d'une caractéristique physique de l'aile à une interface locale du sillage d'hélice et de l'aile, afin de contrebalancer la charge alaire émanant du sillage d'hélice. L'objet de l'invention sera mieux compris à l'étude détaillée de 5 la description de modes de réalisation de l'invention, pris à titre d'exemples non limitatifs et illustrés par le dessin annexé, sur lequel la figure 1 A illustre un exemple de vue de dessus schématique d'un avion de l'état de la technique, présentant des ailes et des hélices, la figure 1B illustre un exemple de vue de face schématique de 10 l'avion de la figure 1A, la figure 2 illustre un exemple de vue de dessus schématique d'un avion conforme à différents aspects décrits ici, la figure 3 illustre un exemple de vue de côté schématique d'une partie d'un réacteur, d'une hélice, d'une partie intérieure d'une 15 aile conforme à différents aspects décrits ici, la figure 4 illustre un exemple de vue de côté schématique d'une partie d'un réacteur, d'une hélice et d'une partie extérieure d'une aile conforme à différents aspects décrits ici, la figure 5 illustre un exemple de vue de face schématique d'un 20 avion, illustrant la charge d'hélice modifiée conformément à différents aspects décrits ici, et la figure 6 illustre un exemple de vue de face schématique d'une partie d'un avion présentant une entrée d'air réacteur conforme à différents aspects décrits ici. 25 Dans certains cas, par exemple pour des installations plusieurs réacteurs, les effets du sillage sur le champ d'écoulement peuvent déplacer le centre de la portance pour l'aile suffisamment loin de l'axe longitudinal de l'avion pour que les réglages de compensation, nécessaires pour compenser le vol en ligne droite et le vol en palier, 30 conduisent à une augmentation substantielle de la traînée, ce qui engendre une augmentation non souhaitée de la consommation de carburant. La présente invention vise à traiter l'hélice et la cellule 3038583 4 comme un système intégré dans l'avion à turbopropulseurs. Cela peut apporter un certain nombre d'avantages par rapport au fait que l'hélice et la cellule sont conçues indépendamment l'une de l'autre, y compris le fait que le rendement global de l'avion peut être amélioré et la 5 possibilité d'exploiter les effets du souffle d'hélice. Cette intégration de système complète a le potentiel de réduire la traînée de compensation de l'avion et la traînée d'entrée d'air de réacteur, améliorant ainsi le rendement du moteur et améliorant l'efficacité totale de l'avion. 10 Afin d'expliquer davantage le problème, la FIGURE 1 A montre un avion 10 de l'état de la technique, comprenant un fuselage 12 et des ailes 14 non compensées, s'étendant vers l'extérieur à partir du fuselage 12. Des turbopropulseurs 16 et des hélices 18 sont couplés aux ailes 14. Les axes longitudinaux des hélices sont indiqués en 20, 15 et le sens de rotation des hélices est illustré par les flèches 22. Le sillage d'hélice généré à l'arrière d'une pale se déplaçant vers le haut produira une augmentation de l'angle d'attaque local sur l'aile et par conséquent une augmentation de la charge alaire, ce qui est indiqué par les flèches 24. A l'inverse, le sillage d'hélice généré à l'arrière 20 d'une pale se déplaçant vers le bas produira une diminution de l'angle d'attaque local sur l'aile et par conséquent une diminution de la charge alaire, ce qui est indiqué par les flèches 26. Les ailes 14 non compensées ont des cordes d'aile variables; plus précisément, la corde se rétrécit de manière continue depuis 25 l'emplanture 28 en direction du bout 30. De cette manière, les ailes 14 non compensées ont un "angle de flèche" vers le bord d'attaque, qui forme un bord d'attaque 32 linéaire. La FIGURE 1B montre que si les hélices 18 tournent dans le même sens, le sillage d'hélice provoque une augmentation de l'angle d'attaque local sur l'aile 14 et de ce fait une 30 augmentation de la charge alaire à l'intérieur de l'axe longitudinal 20 de l'hélice (figure 1A) sur un côté 34 de l'avion 10 et à l'extérieur de l'axe longitudinal 20 de l'hélice sur l'autre côté 36 de l'avion 10. Cela 3038583 5 a pour résultat un centre de sustentation qui se situe plus à l'extérieur sur une aile, comme illustré par la flèche 38, et un centre de sustentation qui se situe plus à l'intérieur sur une aile, comme illustré par la flèche 39. Cela nécessitera à son tour une correction de la 5 compensation de l'avion afin de maintenir le vol en ligne droite et en palier. Les modes de réalisation de l'invention concernent la modification de la géométrie de l'aile et/ou de la géométrie de l'hélice, de manière à ce que la répartition de charge sur chaque aile soit plus 10 symétrique, de sorte qu'il en résultera une réduction de la traînée de compensation. Une de ces modifications possibles de la géométrie de l'aile comprend le fait d'avoir des cordes d'aile différentes des ailes non compensées décrites plus haut. La géométrie d'aile présentant les cordes d'aile différentes compense les effets localisés du sillage 15 d'hélice, comme montré dans la figure 2. Plus précisément, la figure 2 est une vue schématique de dessus d'un avion 40 comprenant un fuselage 42 avec un axe longitudinal 44. Un réacteur 48 est monté sur chaque aile 46 et comprend un arbre de sortie 50 tournant. De cette manière, l'un des deux réacteurs 48 est monté sur l'aile 46, d'un côté 20 de l'axe longitudinal 44, et l'autre réacteur 48 est monté sur l'aile 46, de l'autre côté de l'axe longitudinal 44. Une hélice 52 correspondante, avec des pales 54, est couplée fonctionnellement à l'arbre de sortie 50. L'hélice 52 se situe à l'avant par rapport à un bord d'attaque 56 de l'aile 46. L'hélice 52 génère un 25 champ d'écoulement tournant pour définir un sillage d'hélice lorsque l'hélice est mise en rotation par l'arbre de sortie tournant. Les axes longitudinaux des hélices sont référencés 58, et le sens de rotation des hélices est indiqué par les flèches 60. Dans l'exemple représenté, les hélices 52 tournent dans le même sens. Bien que l'avion 40 ait été 30 représenté comme ayant un seul réacteur turbopropulseur 48 et une seule hélice 52 sur chaque aile 46, il est envisageable que les modes 3038583 6 de réalisation de l'invention puissent être utilisés avec n'importe quel avion approprié comportant n'importe quel nombre d'hélices 52. Le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile 46 et forme des zones localisées d'un angle d'attaque effectivement augmenté et 5 effectivement réduit. L'aile 46 a été formée avec des zones localisées correspondantes, respectivement de longueur de corde réduite et de longueur de corde augmentée. Plus spécifiquement, lorsque le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile en formant les zones localisées à angle d'attaque effectivement augmenté, engendrant une charge alaire 10 augmentée correspondante, l'aile présente des zones localisées correspondantes de longueur de corde réduite, pour neutraliser la charge alaire qui serait augmentée dans le cas contraire. De façon similaire, lorsque le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile en formant les zones localisées à angle d'attaque effectivement réduit, engendrant une 15 charge alaire réduite correspondante, l'aile présente des zones localisées correspondantes de longueur de corde augmentée, pour neutraliser la charge alaire qui serait réduite dans le cas contraire. Les zones localisées de longueur de corde réduite et de longueur de corde augmentée ne forment pas un bord d'attaque linéaire. 20 Dans l'exemple illustré, il y a une réduction de corde de l'aile qui est indiquée en 62, à l'arrière de la pale 54 se déplaçant vers le haut, et une augmentation de la corde de l'aile qui est indiquée en 64, à l'arrière de la pale 54 se déplaçant vers le bas. Ces modifications de la corde de l'aile sont en général non linéaires et réduisent la charge 25 alaire locale à l'arrière de la pale se déplaçant vers le bas, comme indiqué en 68. De cette manière, la longueur de corde réduite peut agir pour neutraliser une augmentation correspondante de la charge alaire, et la longueur de corde augmentée peut agir pour neutraliser une réduction correspondante de la charge alaire. 30 Ces modifications de la corde de l'aile et la charge alaire locale qui en résulte conduisent à une répartition de charge plus symétrique sur les ailes 46, par rapport à l'axe longitudinal 44 de l'avion, qui 3038583 7 conduit à son tour à une traînée de compensation réduite. Les zones localisées de longueur de corde réduite 62 et de longueur de corde augmentée 64 neutralisent en substance respectivement toute augmentation ou réduction correspondante de la charge alaire due au 5 sillage d'hélice agissant sur l'aile 46 sans les zones localisées de longueur de corde réduite et augmentée. Bien que cela ne soit pas requis, les zones localisées de longueur de corde réduite 62 et de longueur de corde augmentée 64 peuvent être sélectionnées de manière à ce qu'un foyer aérodynamique de l'avion 40 reste sur l'axe 10 longitudinal 42 de l'avion. D'autre part, les zones localisées de longueur de corde réduite et augmentée peuvent neutraliser substantiellement toute correction d'assiette supplémentaire pour le vol en palier. Il sera maintenant fait référence à la FIGURE 3 qui représente 15 une vue de côté d'une partie d'un réacteur 70, d'une hélice 72 avec des pales 74 tournant dans un sens, vers l'intérieur de la page, comme indiqué par la flèche 75, et d'une partie intérieure d'une aile 76, qui montrent une autre modification possible de la géométrie de l'aile. Plus spécifiquement, la partie intérieure de l'aile 76 présente une 20 augmentation du gauchissement de l'aile sur la région intérieure de l'aile, comparé à une aile 78 non compensée. L'aile présente l'augmentation du gauchissement de l'aile à l'arrière d'une pale 74 se déplaçant vers le bas. Cette augmentation du gauchissement interne ou gauchissement local de l'aile, vers le haut, augmentera l'angle 25 d'attaque local de l'aile 76. L'angle d'attaque local augmenté de l'aile neutralise une diminution correspondante de la charge alaire locale. Plus spécifiquement, cette augmentation du gauchissement interne augmentera la charge alaire locale à l'arrière de la pale 74 se déplaçant vers le bas, comme indiqué par la flèche 80. 30 A l'inverse, la FIGURE 4 représente une vue de côté d'une partie du réacteur 70, de l'hélice 72 avec les pales 74, et une partie extérieure d'une aile 82 et montre une autre modification possible de la 3038583 8 géométrie de l'aile. Plus spécifiquement, le gauchissement de l'aile est réduit sur la région extérieure de l'aile, comparé à une aile 84 non compensée. L'aile présente la diminution du gauchissement de l'aile à l'arrière d'une pale 74 se déplaçant vers le haut. Cette diminution du 5 gauchissement externe ou gauchissement local de l'aile, vers le bas, réduira l'angle d'attaque local de l'aile. L'angle d'attaque local réduit de l'aile neutralise une augmentation correspondante de la charge alaire locale. Plus spécifiquement, cette diminution du gauchissement externe réduira la charge alaire locale à l'arrière d'une pale se 10 déplaçant vers le haut, comme indiqué par la flèche 86, en faveur d'une répartition de charge alaire plus symétrique. Sur l'aile opposée (non représentée), le gauchissement de l'aile peut être réduit sur la région intérieure de l'aile, à l'arrière d'une pale se déplaçant vers le haut, pour réduire l'angle d'attaque local et pour 15 réduire la charge alaire locale. D'autre part, le gauchissement de l'aile peut être augmenté sur la région extérieure de l'aile, à l'arrière d'une pale se déplaçant vers le bas, pour augmenter l'angle d'attaque local et pour augmenter la charge alaire locale. Les effets combinés des modifications du gauchissement de l'aile ont pour résultat une 20 répartition plus symétrique de la charge sur l'aile, ce qui réduit à son tour la traînée de compensation. Il est à noter que les modifications du gauchissement de l'aile, telles qu'elles sont illustrées dans les figures 3 et 4, peuvent être mises en oeuvre indépendamment ou conjointement avec les modifications de 25 la corde d'aile locale, comme montré dans la figure 2. D'autres modifications possibles de la géométrie de l'aile, qui peuvent influer sur la charge alaire et peuvent être utilisées conjointement avec des modifications de corde et de gauchissement pour produire une charge plus symétrique, incluent, sans y être limitées : une cambrure d'aile, 30 une flèche au bord d'attaque ou au bord de fuite, un profil aérodynamique, des dispositifs de bord d'attaque/bord de fuite ou des ailettes de bout d'aile. A titre d'exemples non limitatifs, les zones 3038583 9 localisées de longueur de corde réduite et augmentée pour l'aile peuvent également comporter des zones localisées, respectivement de gauchissement réduit et augmenté, et les zones localisées de longueur de corde réduite et augmentée pour l'aile peuvent également comporter 5 des zones localisées, respectivement de cambrure réduite et augmentée. De cette manière, on comprendra que dans les cas où l'hélice est située à l'avant par rapport au bord d'attaque de l'aile, de façon à ce que le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile en formant des zones 10 localisées à angle d'attaque effectivement augmenté ou effectivement diminué de l'air s'écoulant sur l'aile, l'aile peut avoir des zones localisées correspondantes de variation physique pour neutraliser substantiellement toute charge alaire localisée correspondante, pouvant être attribuée à l'angle d'attaque effectivement augmenté ou 15 effectivement diminué de l'air s'écoulant sur l'aile. Les zones localisées de variation physique peuvent inclure une variation physique d'au moins un ou deux ou de la totalité des aspects suivants : longueur de corde, gauchissement et cambrure. La variation localisée de la longueur de corde et du gauchissement a été décrite plus haut. La 20 variation localisée de la cambrure de l'aile inclut au moins un des aspects suivants : diminution locale de la cambrure de l'aile pour neutraliser une augmentation correspondante de la charge alaire, ou augmentation locale de la cambrure de l'aile pour neutraliser une diminution correspondante de la charge alaire. Les zones localisées de 25 variation physique peuvent être sélectionnées de manière à ce qu'un foyer aérodynamique de l'avion reste sur l'axe longitudinal du fuselage. Les zones localisées de variation physiques peuvent neutraliser substantiellement toute correction d'assiette supplémentaire pour le vol en palier. 30 Les exemples décrits ci-dessus illustrent des procédés de contrebalancement des effets aérodynamiques du sillage d'hélice agissant sur une aile. Ces procédés incluent la modification locale 3038583 10 d'une caractéristique physique de l'aile, à une interface locale du sillage d'hélice et de l'aile, pour contrebalancer des variations de la charge alaire provenant du sillage d'hélice. La modification locale de la caractéristique physique neutralise substantiellement la traînée de 5 compensation qu'il y aurait eu sans la modification locale de la caractéristique physique. D'autre part, il est également envisageable de modifier la géométrie de l'hélice pour modifier la charge d'hélice, afin d'améliorer la symétrie de la répartition de la charge sur les ailes et, de ce fait, 10 réduire la traînée de compensation. En référence à la FIGURE 5, on voit ici un avion 90 comportant des ailes 92 avec une hélice 94 dotée de pales 96. Lorsque les hélices 94 tournent dans le même sens, comme indiqué par les flèches 98, le centre de sustentation se situe plus à l'extérieur sur une aile, comme indiqué par la flèche 100. Cela 15 conduit à un moment plus important et une traînée de compensation plus élevée. Des modes de réalisation de l'invention proposent la modification de la géométrie de l'hélice, de manière à ce que la charge d'hélice soit déplacée vers l'intérieur, ce qui peut déplacer le centre de sustentation, situé sur la partie extérieure de l'aile, davantage vers 20 l'intérieur, comme indiqué par la flèche 102, et inversement, déplacer le centre de sustentation, situé sur la partie intérieure de l'autre aile, davantage vers l'extérieur, comme indiqué par la flèche 104, à partir de sa charge actuelle indiquée par la flèche 106, ce qui réduit le moment et la traînée de compensation correspondante. Une telle charge 25 d'hélice modifiée génère un moment plus faible et une traînée de compensation réduite. Les modifications possibles de la géométrie d'hélice, pour obtenir la modification de charge d'hélice, peuvent inclure, sans y être limitées, la corde, le gauchissement, la cambrure, l'épaisseur, la flèche ou le profil aérodynamique. Il faut noter que le 30 déplacement de la charge d'hélice vers l'intérieur peut être réalisé de façon isolée ou conjointement avec des modifications d'aile, afin 3038583 11 d'obtenir une charge alaire plus symétrique et une diminution de la traînée de compensation. La FIGURE 6 est une vue de face schématique d'une partie d'un avion 110 comprenant une aile 112, sur laquelle est montée une hélice 5 114 dotée de pales 116 tournant dans le sens indiqué par la flèche 117, et une entrée d'air réacteur 118 selon un autre mode de réalisation de l'invention. L'hélice 114 génère un sillage 120 indiqué par les flèches. Dans un avion non compensé, le sillage 120 se situe en amont de l'entrée d'air nacelle réacteur 122 (représentée en pointillés). 10 Contrairement à cela, l'entrée d'air réacteur 118 du mode de réalisation de l'invention est plus alignée avec le sillage 120 généré par l'hélice 114. L'emplacement et la géométrie, le profil ou la forme de l'entrée d'air réacteur 118 peuvent être modifiés pour aligner l'entrée d'air 118 avec l'emplacement du sillage 120. Ainsi, l'entrée d'air réacteur 118 15 peut être modifiée pour fonctionner dans le champ d'écoulement du sillage 120 de l'hélice. Ces modifications peuvent avoir pour résultat une réduction de la traînée d'entrée et une réduction de la distorsion du champ d'écoulement qui est absorbé par l'entrée d'air nacelle réacteur et entre dans le noyau central du réacteur. D'autre part, la charge de 20 pale d'hélice intérieure peut être augmentée, comme décrit plus haut, pour générer une pression d'entrée d'air plus élevée, ce qui peut également améliorer le rendement du réacteur. Les modes de réalisation décrits plus haut présentent de nombreux avantages, y compris le fait que le traitement de l'hélice et 25 de la cellule comme un système intégré permet d'exploiter les effets du souffle d'hélice. Bien que cela puisse à son tour compromettre le rendement de composants individuels, il est possible de résoudre des problèmes associés à la charge asymétrique sur les surfaces de sustentation d'un avion. Les modes de réalisation décrits ci-dessus 30 modifient la géométrie de l'aile ou la charge d'hélice de manière à ce que la répartition de charge sur chaque aile soit plus symétrique, ce qui a pour résultat la réduction de la traînée de compensation et la 3038583 12 réduction de la distorsion du champ d'écoulement pénétrant dans l'entrée d'air réacteur. La traînée de compensation réduite permet de réduire la traînée de l'avion et de ce fait la quantité de carburant brûlé et permet par conséquent de réduire la consommation de carburant. La 5 réduction de la distorsion du champ d'écoulement pénétrant dans l'entrée d'air réacteur permet de réduire la traînée d'entrée d'air et la quantité de carburant brûlé, ce qui a pour résultat une diminution de la consommation de carburant. Par ailleurs, la charge d'hélice peut être modifiée pour obtenir une pression d'entrée d'air plus élevée pour le 10 réacteur, ce qui améliore à son tour le rendement du réacteur. 3038583 13 Liste des repères 10 avion 5 12 fuselage 14 ailes 16 réacteur 18 hélices 20 axe longitudinal 10 22 flèches 24 flèches 26 flèches 28 emplanture 30 bout d'aile 15 32 bord d'attaque linéaire 34 côté 36 côté 38 flèche 39 flèche 20 40 avion 42 fuselage 44 axe longitudinal 46 aile 48 réacteur 25 50 arbre 52 hélice 54 pale 56 bord 58 axe longitudinal 30 60 flèche 62 corde d'aile réduite 64 corde d'aile augmentée 3038583 14 66 pale se déplaçant vers le haut 68 pale se déplaçant vers le bas 70 réacteur 72 hélice 5 74 pale 75 flèche 76 aile 78 aile non compensée 80 flèche 10 82 aile 84 aile non compensée 86 flèche 90 avion 92 ailes 15 94 hélice 96 pale 98 flèche 100 flèche 102 flèche 20 104 flèche 106 flèche 110 avion 112 aile 114 hélice 25 116 pale 117 flèche 118 entrée d'air réacteur 120 sillage 122 entrée d'air nacelle réacteur REVENDICATIONS1. Avion caractérisé en ce qu'il comprend : un fuselage (42) présentant un axe longitudinal (44) ; une aile (46, 76, 82, 112) s'étendant à partir du fuselage et comportant un bord d'attaque et un bord de fuite ; un réacteur (48, 70) monté sur l'aile et comportant un arbre de sortie tournant (50) ; et une hélice (52, 72, 94, 114) couplée fonctionnellement à l'arbre de sortie et générant un champ d'écoulement tournant pour définir un sillage d'hélice lorsque l'hélice est mise en rotation par l'arbre de sortie tournant ; et dans lequel l'hélice est située à l'avant par rapport au bord d'attaque de l'aile, de manière à ce que le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile en formant des zones localisées d'angle d'attaque effectivement augmenté, générant une charge alaire augmentée correspondante, l'aile présentant des zones localisées correspondantes de longueur de corde réduite, pour neutraliser la charge alaire qui serait augmentée dans le cas contraire, et des zones localisées d'angle d'attaque effectivement réduit, générant une charge alaire réduite correspondante, l'aile présentant des zones localisées correspondantes de longueur de corde augmentée, pour neutraliser la charge alaire qui serait réduite dans le cas contraire. 2. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les zones localisées de longueur de corde réduite et augmentée sont sélectionnées de manière à ce qu'un foyer aérodynamique de l'avion reste sur l'axe longitudinal du fuselage. 3. Avion selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les zones localisées de longueur de corde réduite et augmentée pour l'aile comportent également des zones localisées, respectivement de gauchissement ou respectivement de cambrure augmentés et réduits. 4. Avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les zones localisées de longueur de 3038583 16 corde réduite et augmentée neutralisent substantiellement toute correction d'assiette supplémentaire pour le vol en palier. 5. Avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'aile, qui 5 s'étend latéralement à partir du fuselage, de part et d'autre de l'axe longitudinal, au moins deux réacteurs, avec une hélice correspondante, l'un des réacteurs, au nombre d'au moins deux, étant monté sur l'aile, sur un côté de l'axe longitudinal, et l'autre des réacteurs, au nombre d'au moins deux, étant monté sur l'aile située de l'autre côté de l'axe 10 longitudinal, les hélices tournant dans le même sens. 6. Avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le réacteur comprend en outre une entrée d'air réacteur alignée avec un emplacement de l'écoulement de sillage d'hélice. 15 7. Avion caractérisé en ce qu'il comprend : un fuselage présentant un axe longitudinal ; une aile s'étendant à partir du fuselage et comportant un bord d'attaque et un bord de fuite ; un réacteur monté sur l'aile et comportant un arbre de sortie 20 tournant ; et une hélice couplée fonctionnellement à l'arbre de sortie et générant un champ d'écoulement tournant pour définir un sillage d'hélice lorsque l'hélice est mise en rotation par l'arbre de sortie tournant ; et 25 dans lequel l'hélice est située à l'avant par rapport au bord d'attaque de l'aile, de manière à ce que le sillage d'hélice s'écoule sur l'aile en formant des zones localisées d'angle d'attaque effectivement augmenté et effectivement réduit de l'air s'écoulant sur l'aile, et l'aile présente des zones localisées correspondantes de variation physique 30 pour neutraliser substantiellement toute charge alaire localisée correspondante, pouvant être attribuée à l'angle d'attaque effectivement augmenté ou effectivement réduit de l'air s'écoulant sur l'aile. 3038583 17 8. Avion selon la revendication 7, caractérisé en ce que les zones localisées de variation physique incluent la variation localisée dans au moins un des cas suivants : longueur de corde, gauchissement ou cambrure. 5 9. Avion selon la revendication 8, caractérisé en ce que les zones localisées de variation physique incluent la variation localisée de la longueur de corde, du gauchissement ou de la cambrure, et sont sélectionnées de manière à ce qu'un foyer aérodynamique de l'avion reste sur l'axe longitudinal du fuselage. 10 10. Avion selon l'une quelconque des revendications 8 ou 9, caractérisé en ce que la variation localisée de la longueur de corde, du gauchissement ou de la cambrure inclut au moins l'un des cas suivants : la diminution locale de la longueur de corde, du gauchissement ou de la cambrure, pour neutraliser une augmentation 15 correspondante de la charge alaire, ou l'augmentation locale de la longueur de corde, du gauchissement ou de la cambrure pour neutraliser une diminution correspondante de la charge alaire. 11. Avion selon l'une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisé en ce que les zones localisées de variation physique 20 neutralisent substantiellement toute correction d'assiette supplémentaire pour le vol en palier. 12. Avion selon l'une quelconque des revendications 7 à 11, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'aile, qui s'étend latéralement à partir du fuselage, de part et d'autre de l'axe 25 longitudinal, au moins deux réacteurs, avec une hélice correspondante, l'un des réacteurs, au nombre d'au moins deux, étant monté sur l'aile, sur un côté de l'axe longitudinal, et l'autre des réacteurs, au nombre d'au moins deux, étant monté sur l'aile située de l'autre côté de l'axe longitudinal, les hélices tournant dans le même sens. 30 13. Procédé pour contrebalancer les effets aérodynamiques d'un sillage d'hélice agissant sur une aile, caractérisé en ce qu'il comprend la modification locale d'une caractéristique physique de l'aile à une interface locale du sillage d'hélice et de l'aile, afin de contrebalancer la charge alaire émanant du sillage d'hélice. 3038583 18 14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que la modification locale d'une caractéristique physique de l'aile comprend la modification physique d'au moins un élément parmi la longueur de corde, l'angle d'attaque ou la cambrure. 5 15. Procédé selon la revendication 13 ou 14, selon lequel la modification locale de la caractéristique physique neutralise substantiellement la traînée de compensation qui aurait été le résultat en l'absence de modification locale de la caractéristique physique.