Brevet FR3074477A1 — publié le 20190607

DOMAINE TECHNIQUE La presente invention concerne un avion a configuration aerodynamique Ovolutive en vol. ETAT DE LA TECHNIQUE La presente invention s'applique a un avion, en particulier un avion de transport, qui comporte notamment un fuselage, deux ailes, au moins deux moteurs agences de part et d'autre d'un plan vertical de symetrie de !'avion, et des empennages arriere, horizontal et vertical, mettant en ceuvre des fonctions usuelles de stabilite et de controle de l'attitude et de la trajectoire de ('avion. On snit qu'en general, l'empennage horizontal d'un avion comprend une partie fixe et une partie mobile representant une gouveme de profondeur, et l'empennage vertical comprend une partie fixe et une partie mobile representant une gouverne de direction. Une tette architecture usuelle d'avion a empennages (horizontal et vertical) arriere, presente des inconvenients. En particulier - en vol en croisiere de ('avion, l'empennage vertical arriere contribue peu a l'aerodynamisme de ('avion et apporte du poids et de la trainee pour aucun avantage aerodynamique, economique ou de securite. Cet empennage vertical arriere est utilise, principalement, durant les phases de decollage et d'atterrissage, lorsque des changements rapides dans la direction peuvent apparaitre. Hest egalement tres important lors d'un arret subit d'un moteur au cours du decollage. La gouverne de direction est alors activee par le pilote pour agir contre le desequilibre de poussee. Par consequent, l'empennage vertical arriere est uniquement utilise pendant de courtes periodes de temps durant le vol, bien presente une surface importante, generalement de l'ordre de 10% de la surface d'aile ; et 1 2 - l'empennage horizontal arriere a pour but de contrecarrer a la fois le moment de tangage naturel des ailes, et la position du centre de gravite localise a i'avant du centre de sustentation des ailes. Le plan horizontal arriere exerce une force vers le bas pour maintenir l'avion stable et en equilibre tors d'un vol. 5 II en decoule une perte d'efficacite a la fois aerodynamique et economique. L'empennage horizontal arriere ne participe pas a la portance de l'avion. Au contraire, it la degrade d'environ 5 %, tout en representant de 15 % a 20 % de la surface d'aile. La configuration d'un tel avion, qui est figee, n'est donc pas optimale 10 dans toutes les phases de vol. Dans le cadre de Ia presente invention, la configuration de l'avion depend notamment des caracteristiques de ('empennage arriere et de la position du centre de gravite de l'avion. 15 EXPOSE DE L'INVENTION La presente invention a pour objet de remedier a cet inconvenient. Pour ce faire, elle concerne un avion, en particulier un avion de transport, qui comporte au mains un fuselage, deux ailes, un empennage arriere 20 comprenant un empennage horizontal pourvu de deux extremites d'empennage, et au moins deux moteurs agences sur le fuselage de part et d'autre d'un plan vertical de symetrie de l'avion, ledit avion presentant un axe longitudinal. SeIon l'invention, lesdits moteurs sont montes de maniere a pouvoir 25 etre deplaces, au moins en vol, sur ledit fuselage, sensiblement parallelement a l'axe longitudinal, et lesdites extremites d'empennage sont montees de maniere a pouvoir Otre pivotees, au moins en vol, par rapport audit empennage horizontal, Ainsi, grace a Ia capacite a la fois de deplacer les moteurs de l'avion 30 et de faire pivoter les extremites d'empennage, fors d'un vol, on dispose d'une possibilite de faire Ovoluer Ia configuration de l'avion en vol. Comme precise 3 ci-dessous, ceci permet notamment &adapter la configuration de l'avion a la phase de vol courante, afin de tirer profit des differents elements de l'empennage arriere (et ceci de manieres differenciees) lors des diverses phases de vol. 5 Avantageusement, ledit avion presentant un centre de gravite et un centre de sustentation (des ailes), comporte au moins un mecanisme de &placement apte a etre commande et configure pour pouvoir amener chacun desdits moteurs, au moins en vol, alternativement dans rune ou l'autre des deux positions stables suivantes, sur le fuselage : 10 une position dite avant, dans laquelle le centre de gravite de l'avion est situe vers l'avant de l'avion par rapport a son centre de sustentation ; et une position dite arriere, positionnee vers l'arriere de l'avion par rapport a ladite position avant et dans laquelle le centre de gravite de l'avion est situe vers l'arriere de l'avion par rapport a son centre de sustentation. 15 En outre, de facon avantageuse, l'avion comporte egalement au moins un mecanisme de pivotement apte a etre commando et configure pour pouvoir amener chacune des deux extremites d'empennage, au moins en vol, alternativement dans rune ou l'autre des deux positions stables suivantes : une premiere position dite repliee, dans laquelle les deux extremites 20 d'empennage sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal de maniere a former un empennage vertical ; et une seconde position dite deployee, dans laquelle les deux extremites d'empennage sont agencees sensiblement dans le plan general dudit 25 empennage horizontal de maniere a former avec l'empannage horizontal une surface d'empennage horizontal augmentee. Dans le cadre de la presente invention, les mecanismes de &placement et de pivotement peuvent etre realises de differentes manieres. Avantageusement, le mecanisme de deplacement peut comporter un systerne 30 de coulissement ou un systeme d'articulation. 4 Par ailleurs, avantageusement, l'avion comporte de plus des surfaces de commande mobiles configurees pour agir sur le lacet de l'avion. La presente invention s'applique aussi bien a des avions dont les moteurs sont des turboreacteurs (« turbojet » en anglais) ou des 5 turbopropulseurs (« turbopropeller » en anglais), qu'a des avions dont les moteurs sont des moteurs a soufflante non carenee (« propfan » en anglais) ou a rotor non carene (« open rotor » en anglais). La presente invention concerne egalement un procede de modification en vol d'une configuration d'un avion, ledit avion comportant au 10 moins un fuselage, deux ailes, un empennage arriere comprenant un empennage horizontal pourvu de deux extremites d'empennage, et au moins deux moteurs agences sur le fuselage de part et d'autre d'un plan vertical de symetrie de l'avion, lesdits moteurs etant mantes de maniere a pouvoir "etre deplaces sur ledit fuselage, sensiblement parallelement a un axe longitudinal 15 de l'avion, et lesdites extremites d'empennage etant montees de maniere a pouvoir etre pivotees par rapport audit empennage horizontal. Selon ('invention, ledit procede de modification de la configuration de l'avion comprend - au moins une premiere etape consistant a amener lesdits moteurs dans une 20 position dite avant et a amener lesdites extremites d'empennage dans une position dite repliee dans laquelle les extremites d'empennage sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal ; et - au moins une seconde Otape consistant a amener lesdits moteurs dans une 25 position dite arriere deplacee vers ('arriere de l'avion par rapport a ladite position avant et a amener lesdites extremites d'empennage dans une position dite deployee dans laquelle les extremites d'empennage sont agencees sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal, lesdites premiere et seconde etapes etant mises en ceuvre au moins lors d'un 30 vol de l'avion. 5 De fawn avantageuse, ladite premiere etape est mise en oeuvre, au mains, tors d'une phase de decollage de l'avion et/ou fors d'une phase d'atterrissage de l'avion, et ladite seconde &tape est mise en oeuvre, au mains, lors d'une phase de vol en croisiere de l'avion. 5 Ainsi - durant les phases de decollage et d'atterrissage, la configuration de l'avion est classique, avec les extremites dempennage agencees verticalennent aux extremites de ('empennage horizontal. De plus, comme les moteurs sont amenes dans la position avant, le centre de gravite de l'avion est situe 10 ('avant du centre de sustentation, et l'empennage horizontal (arriere) exerce une force vers le bas pour maintenir ('ensemble de l'avion en equilibre ; - durant la ou les phases de vol en croisiere, les moteurs sont deplaces vers !'arriere, dans la position arriere, ce qui entraine un deplacement vers ('arriere du centre de gravite, qui se trouve alors a ('arriere du centre de sustentation 15 principal de l'avion. L'empennage horizontal ainsi que les extremites dempennage deviennent une surface de portance et participent a la portance de l'avion. La stabilite en lacet, qui n'est pas aussi critique durant la phase de croisiere que durant la phase de decollage et d'atterrissage, est egalement assuree par le deplacement vers ('arriere des moteurs. 20 BREVE DESCRIPTION DES FIGURES Les figures annexees feront bien comprendre comment !'invention peut etre realisee. Sur ces figures, des references identiques designent des 25 elements semblables. Plus particulierement - la figure 1 est une vue schernatique en perspective dun avion pourvu de moteurs carenes, dans une premiere configuration ; - la figure 2 est une vue schematique en perspective d'un avion pourvu de moteurs carenes, dans une seconde configuration ; 6 - les figures 3A, 3B et 3C illustrent schernatiquement des vues en plan de l'avion se trouvant dans la configuration de is figure 1, respectivement en vue du dessus, en vue partielle de devant, et en vue laterale ; - les figures 4A, 4B et 4C illustrent schematiquement des vues en plan de 5 l'avion se trouvant dans la configuration de la figure 2, respectivement en vue du dessus, en vue partielle de devant, et en vue laterale ; - les figures 5A et 5B illustrent schernatiquement, en perspective, un moteur pourvu d'un mecanisme de deplacement, avec le moteur, respectivement, dans une position avant et dans une position arriere ; 10 - la figure 6 est une vue schematique, en perspective, qui montre un exemple de mecanisme de deplacement ; - la figure 7 montre la queue de l'avion pourvu d'un moteur non carene ; et - la figure 8 est le schema synoptique d'un procede de modification de Ia configuration d'un avion. 15 DESCRIPTION DETAILLEE Les figures 1 et 2 montrent un avion 1, par exemple un avion de transport, presentant un axe longitudinal L, qui est represents 20 schernatiquement dans un mode de realisation particulier. Pour faciliter Ia description, on a represents sur la figure 1 un repere avion R usuel, comprenant trois directions principales, a savoir - une direction X dite longitudinale, parallele a l'axe longitudinal L de l'avion 1 ; une direction. Z dite verticale, perpendiculaire a la direction longitudinal X, le 25 plan XZ formant un plan vertical de symetrie de l'avion 1 ; et - une direction Y dite laterale, perpendiculaire audit plan XZ. Sur la figure 1, on a egalement represents un sens E de vol de l'avion 1. Dans la description suivante, les termes « avant » et « arriere » sont &finis par rapport au sens E (c'est-a-dire vers ('avant ou vers ('arriere de l'avion 1). 30 De merne, les termes « haut » et « bas » sent Minis par rapport au sens illustre par la fleche Z (c'est-à-dire vers le haut ou vers le bas de ('avion 1). 7 Cet avion 1 comporte, comma represents notamment sur la figure 1 : un fuselage 2 allonge, d'axe longitudinal correspondent a l'axe longitudinal L; - deux ailes 3 at 4 fixees de part et d'autre du fuselage 2 ; 5 - deux moteurs 5 at 6 agences sur le fuselage 2 de part et d'autre du plan vertical de symetrie XZ de l'avion 1. Par moteur 5, 6, on entend a cheque foil l'ensemble forme des organes moteurs et d'une nacelle associee le cas echeant ; et - un empennage arriere 7 comprenant un empennage horizontal 8 pourvu de 10 deux extremites d'empennage 9 at 10. Dans I'exemple represents sur la figure 1, l'empennage horizontal 8 est forme de deux parties d'empennage 11 et 12, de forme generale sensiblement plane, qui sont fixees de part et d'autre du fuselage 2 a proximite de la queue 13 de l'avion 1. Les extremites d'empennage 9 et 10 15 sont agencees, respectivement, aux extremites libres desdites parties d'empennage 11 et 12. Les extremites d'empennage 9 at 10 representent des surfaces de forme generale sensiblement plane. Les parties d'empennage 11 et 12 et les extremites d'empennage 9 et 10 peuvent etre pourvues de gouvernes usuelles (non representees). 20 De plus, les moteurs 5 et 6 sont agences sur le fuselage au niveau de l'empennage arriere 7, comma precise ci-dessous. Selon ('invention, et comme precise ci-apres : - les moteurs 5 et 6 sont montes sur le fuselage 2 de maniere a pouvoir etre deplaces, au moins lors d'un vol de l'avion 1, sensiblement parallelement 25 ('axe longitudinal L ; et - les extremites d'empennage 9 et 10 sont montees de maniere a pouvoir etre pivotees, egalement au moins lors d'un vol de l'avion 1, par rapport auxdites parties d'empennage 11 et 12 de l'empennage horizontal 8. L'avion 1 comporte egalement un mecanisme de deplacement 14 30 (figures 3A at 4A). Ce mecanisme de deplacement 14 est apte a "etre 8 commando, par exemple par un ordre regu d'un pilote de ['avian ou par un ordre regu d'un systeme de pilotage automatique de ravion. Le mecanisme de deplacement 14 est configure pour pouvoir amener sur Is fuselage 2, rensemble des moteurs 5 et 6, lors d'un vol de l'avion 1 et 5 egalement au sol, alternativement dans l'une ou l'autre de deux positions P1 et P2 stables. La position P1 dite avant, est telle que le centre de gravite CG de ravion 1 est situe vers l'avant de l'avion 1. par rapport au centre de sustentation CS (representant le point d'application de la portance generee par les ailes 3 et 4), comme represents sur les figures 3A et 3C. Sur la figure 3A, on a represents une fleche Fl illustrant la portance generee par les ailes 3 et 4 de l'avion 1, qui est dirigee a partir du centre de sustentation CS de ravion 1 vers le haut. On a egalement represents sur cette figure 3C une fleche 01 illustrant le poids goners par la masse de I'avion 1, qui est dirigee 15 partir du centre de gravite CG de l'avion 1 vers le bas. Quant a la position P2 dite arriere des moteurs 5 et 6, elle est positionnee vers rarriere de ravion 1 par rapport a la position avant P1, dans le sens illustre par des fleches Al sur la figure 1. Dans cette position P2, le centre de gravite CG de I'avion 1 est situe vers rarriere de I'avion 1 par 20 rapport au centre de sustentation CS, comme represents sur les figures 4A et 4C. Par ailleurs, I'avion 1 comporte egalement un mecanisme de pivotement 15 (figures 3A, 4A et 4B). Ce mecanisme de pivotement 15 est apte a etre commando, par exemple par un ordre regu d'un pilote de l'avion 25 ou par un ordre regu d'un systeme de pilotage automatique de ravion. Le mecanisme de pivotement 15 est configure pour pouvoir amener rensemble des deux extremites d'empennage 9 et 10, fors d'un vol de ravion 1 et egalement au sol, alternativement dans rune ou l'autre de deux positions P3 et P4 stables. 30 La position P3 dite replies, est telle quo les deux extremites d'empennage 9 et 10 sont agencees sensiblement orthogonalement é un plan 9 general forme par ledit empennage horizontal 8 (ou ses deux parties d'empennage 11 et 12), comme represents sur la figure 1 et les figures 3A a 3C. Ce plan general peut etre sensiblement parallels a un plan XY. Dans cette position repliee P3, les deux extremites d'empennage 9 et 10, de forme 5 generale plane, sont sensiblement paralleles au plan XZ. Dans cette position repliee P3, les deux extremites d'empennage 9 et 10 forment ainsi:, ensemble, un empennage vertical arriere et elles sont aptes a remplir les fonctions usuelles d'un empennage vertical d'avion. Dans cette position repliee P3, l'empennage arriere 7 comporte donc un empennage horizontal 8 et un 10 empennage vertical forme des extremites d'empennage 9 et 10. En outre, la position P4 dite deployee, est telle que les deux extremites d'empennage 9 et 10 sont agencees sensiblement dans le plan general forme par ledit empennage horizontal 8 (ou ses deux parties d'empennage 11 et 12), comme represents sur la figure 2 et les figures 4A a 15 4C. Dans cette position deployee P3, les deux extremites d'empennage 9 et 10 forment avec l'empennage horizontal 8 une surface d'empennage horizontal augmentee 16. Grace a cette surface d'empennage horizontal augmentee 16, l'avion 1 dispose d'une surface globale plus importante et donc plus efficace pour mettre en ceuvre des fonctions usuelles d'un 20 empennage horizontal d'avion et surtout pour participer a la portance, comme precise ci-dessous. Dans l'exemple des figures 1 et 3A a 3C, l'avion 1 se trouve dans une premiere configuration C1, dans laquelie les moteurs 5 et 6 aunt dans la position avant P1 et les extremites d'empennage 9 et 10 sont dans la position 25 repliee P3. Cette configuration Cl de l'avion qui est classique, est utilisee de preference durant les phases de decollage et d'atterrissage de l'avion 1, comme precise ci-dessous. Le centre de gravite CG est situe a l'avant du centre de sustentation CS, et l'empennage horizontal 8 exerce une force vers 30 le bas, comme illustre par une fleche G2 sur la figure 3C a partir d'un point d'application CO situe au niveau de la queue 13 de l'avion 1 (ou comme 10 montre par Ia fleche G3 pour la partie d'empennage 12 sur Ia figure 3B) pour maintenir ['ensemble de l'avion 1 en equilibre. L'equilibre est obtenu par Ia combinaison des differentes forces illustrees par les fleches G1, G2 et F1. La fleche Fl A sur la figure 3B montre la portance generee par l'aile 4. 5 Par ailleurs, dans l'exemple des figures 2 et 4A a 4C, I'avion 1 se trouve dans une seconde configuration C2, dans laquelle les moteurs 5 et 6 sont dans la position arriere P2 et les extremites d'empennage 9 et 10 sont dans la position deployee P4. Celle configuration C2 de l'avion 1 est utilisee, de preference, durant 10 un vol en croisiere. Les moteurs 5 et 6 sont *laces vers l'arriere, ce qui entraine un deplacement vers l'arriere du centre de gravite CG, qui se trouve alors a l'arriere du centre de sustentation CS. La stabilite en lacet, qui West pas aussi critique durant les phases de croisiere que dans les phases de decollage et d'atterrissage, est egalement assuree par le deplacement vers 15 l'arriere des moteurs 5 et 6. L'avion peut, en outre, comporter des surfaces de controle mobiles (non representees) agencees sur les wiles 3 et 4 et/ou sur ['empennage arriere 7, pour realiser automatiquement une correction additionnelle en lacet. Dans cette configuration C2, le centre de gravite CG est situe a 20 l'arriere du centre de sustentation CS, et !'empennage horizontal 8 exerce une force vers le haut, comme illustre par une fleche F2 sur Ia figure 4C a partir du point d'application CO situe au niveau de la queue 13 de I'avion 1 (ou comme montre par la fleche F3 pour Ia partie d'empennage 12 sur la figure 4B) pour apporter une portance additionnelle, et ceci a ('aide d'une surface agrandie (a 25 savoir ladite surface d'empennage horizontal agrandie 16). Dans le cadre de la presente invention, le mocanisme de deplacement 14 et le mecanisme de pivotement 15 peuvent etre realises de differentes manieres, permettant de mettre en ceuvre les fonctions de deplacement et de pivotement. 30 Chacun des moteurs 5 et 6 est agence sur le fuselage 2 de I'avion 1 par l'intermediaire d'un met 17, 18 associe, comme represents sur les figures 11 3A et 4A notamment. Dans un mode de realisation prefers, le mecanisme de deplacement 14 est configure pour agir au niveau des mats 17 et 18. Dans l'exemple represents schematiquement sur les figures 5A et 5B, le mat 17 est forme de deux parties 19 et 20, dont rune 19 est fixee au moteur 5 5 et dont l'autre 20 est fixee au fuselage 2 de ('avion 1. Dans cet exemple, le mecanisme de deplacement 14 est integre dans le mat 17 entre les deux parties 19 et 20 et permet de generer un deplacement de l'une par rapport a l'autre et donc du moteur 5 par rapport au fuselage 2 entre une position arriere (figure 5A) et une position avant (figure 10 5B) du mat 17 et du moteur 6 auquel it est associe. A titre d'illustration, le mecanisme de deplacement 14 peut comporter un systeme de coulissement 20, comme represents schematiquement sur les figures 5A, 5B et 6. Dans cet exemple, le systeme coulissement 20 comporte un rail 21 fixe sur la partie 19 et un guide 22 fixe sur la partie 20, qui est 15 susceptible de coulisser sur ce rail 21. Dans une variante de realisation (non representee), le mecanisme de deplacement peut egalement comporter un systeme d'articulation. La presente invention s'appiique aussi bien a un avion dont les moteurs 5 et 6 sont des turboreacteurs (« turbojet » en anglais) ou des 20 turbopropulseurs (« turbopropeller » en anglais), comme represents sur les exemples des figures 1 a 4C, qu'a un avion dont les moteurs 5 et 6 sont des moteurs a soufflante non carenee (« propfan » en anglais) ou a rotor non carene (« open rotor » en anglais), avec une simple propulsion ou une propulsion contrarotative sur cheque ensemble mat/moteur, comme montre 25 schematiquement a titre d'illustration sur la figure 7 qui represente la queue 13 d'un avion 1 dans une vue similaire a ceile de la queue de ('avion de la figure 3A. La presente invention concerne egalement un procede de modification de la configuration d'un avion 1 tei que celui decrit ci-dessus. 30 Ce procede comprend, comme represents sur la figure 8 : 12 une etape El consistent a amener l'avion 1 dans la configuration Cl (figures 1 et 3A a 3C). Pour ce faire, cette &tape El consiste : - d'une part, a amener les moteurs 5 et 6 dans la position avant P1 representee sur les figures 1 et 3A a 3C, a l'aide du mecanisme de 5 deplacement 14, et ceci a partir de la position arriere P2 representee sur les figures 2 et 4A a 4C, dans le sens illustre par les fleches A2 sur les figures 2 et 4A ; et - d'autre part, a amener les extremites d'empennage 9 et 10 dans Ia position repliee P3 representee sur les figures 1 et 3A a 3C, a l'aide du 10 mecanisme de pivotement 1:5, a partir de la position deployee P4 representee sur les figures 2 et 4A a 4C, dans le sens illustre par les fleches B2 sur les figures 2 et 4B ; une etape E2 consistent a amener I'avion 1 dans la configuration C2 (figures 2 et 4A a 4C). Pour ce faire, cette etape E2 consiste : 15 - dune part, a amener les moteurs 5 et 6 dans la position arriere P2 representee sur les figures 2 et 4A a 4C, a l'aide du mecanisme de deplacement 14, et ceci a partir de Ia position avant P1 representee sur les figures 1 et 3A a 3C, dans le sens illustre par les fleches Al sur les figures 1 et 3A; et 20 - d'autre part, a amener les extremites d'empennage 9 et 10 dans la position deployee P4 representee sur les figures 2 et 4A a 4C, a l'aide du mecanisme de pivotement 15, a partir de la position repliee P3 representee sur les figures 1 et 3A a 3C, dans le sens illustre par les fleches B1 sur les figures 1 et 3B. 25 Les stapes El et E2 sont mises en oeuvre, alternativement, fors d'un vol de l'avion 1. Le passage de l'une a l'autre de ces Otapes El et E2, pour changer la configuration de l'avion 1, pout etre commande et realise plusieurs fois au cours d'un merne vol. La commande de modification de configuration (ou d'activation de rune ou I'autre des etapes El et E2), peut etre generee par 30 un pilote de I'avion ou par un systerne de pilotage automatique de l'avion. 13 L'etape El est mise en oeuvre, au moms, Ions d'une phase de decollage de l'avion et/ou fors d'une phase d'atterrissage de l'avion, et l'etape El est mise en oeuvre, au moms, lors d'une phase de vol en croisiere de l'avion. 5 En changeant la configuration de l'avion et la position du centre de gravite durant le vol, on est ainsi en mesure d'augmenter l'efficacite aerodynamique de l'avion 1, et de reduire la consommation de carburant. En outre, l'avion 1, tel que decrit ci-dessus, est en mesure, lorsqu'il se trouve dans la configuration C2, de voler a une altitude plus Mel/6e que les altitudes 10 de vol en croisiere maximales usuelles. L'avion 1, tel que decrit ci-dessus, presente de nombreux autres avantages. En particulier, par la capacite de faire pivoter les parties d'empennage 9 et 10 : 15 - la surface de portance de l'avion 1 peut etre augmentee, par exemple d'environ 10 %, avec une penalite en masse faible due aux systemes de deplacement et de pivotement 14 et 15 ; - une reduction de la consommation de carburant est obtenue. En vol en croisiere, l'empennage arriere 7 genere en effet, a l'aide des parties 20 d'empennage 11 et 12 et des extremites d'empennage 9 et 10, une force de portance, et l'avion peut voler a une attitude plus elevee - l'augmentation de surface par le deploiement des parties d'empennage 9 et 10, permet de voler a une altitude plus elevee, sans augmentation de puissance et sans augmentation de la surface de I'aile principale formee par 25 les ailes 3 et 4 (et donc sans augmentation de masse) ; - les parties d'empennage 9 et 10 (formant, en position repliee, un empennage vertical arriere) deviennent une surface de portance lorsqu'elles sont deployees durant la phase de vol en croisiere ; - le plan horizontal arriere 7 complet devenant une surface de portance et non 30 une surface appliquant une force vers le bas, peut etre une surface laminaire. 14 L'avion 1, tel que decrit ci-dessus, presente egalement les avantages suivants : - le deplacement vers l'arriere des moteurs augmente leur distance par rapport a la cabine de l'avion, et reduit ainsi le bruit dans la cabine ; 5 - durant les phases de decollage et d'approche, les extremites d'empennage 9 et 10 en position verticale agissent comme des boucliers antibruit pour le bruit genere par les cones de sortie des moteurs 5 et 6 ; - pour des moteurs de type « open rotors », le deplacement vers l'arriere des moteurs pour le vol en croisiere recluit de fawn im.portante les vibrations et la 10 fatigue generees ; - si, lors d'un vol en croisiere, une aube se detachait de la soufflante d'un moteur ou de l'helice d'un moteur, elle n'aurait pas d'impact sur des zones vitales du fuselage, ce qui permet d'augmenter la securite globale de l'avion. REVENDICATIONS1. Avion comportant au moins un fuselage (2), deux ailes (3, 4), un empennage arriere (7) comprenant un empennage horizontal (8) pourvu de deux extremites d'empennage (9, 10), et au moins deux moteurs (5, 6) agences sur le fuselage (2) de part et d'autre d'un plan vertical (XZ) de symetrie de l'avion (1), ledit avion (1) presentant un axe longitudinal (L), caracterise en ce quo lesdits moteurs (5, 6) sont montes de maniere a pouvoir etre deplaces, au moins en vol, sur ledit fuselage (2), sensiblement parallelement a l'axe longitudinal (L), et en ce que lesdites extremites d'empennage (9, 10) sont montees de maniere a pouvoir etre pivotees, au moins en vol, par rapport audit empennage horizontal (8). 2. Avion selon la revendication 1, ledit avian (1) presentant un centre de gravite (CG) et un centre de sustentation (CS), caracterise en ce qu'il comporte au moins un mecanisme de deplacement (14) apte a "etre commando et configure pour pouvoir amener chacun desdits moteurs (5, 6), au moins en vol, altemativement dans l'une ou l'autre des deux positions (P1, P2) stables suivantes, sur le fuselage (2) : une position (P2) dite avant, dans laquelle le centre de gravite (CG) de l'avion (1) est situe vers l'avant de ravion (1) par rapport au centre de sustentation (CS) ; et - une position (P2) dite arriere, positionnee vers rarriere de l'avion (1) par rapport a ladite position avant (P1) et dans laquelle le centre de gravite (CG) de l'avion (1) est situe vers rarriere de ravion (1) par rapport au centre de sustentation (CS). 3. Avion selon rune des revendications 1 et 2, caracterise en ce comporte au moins un mecanisme de pivotement (15) apte a etre commando et configure pour pouvoir amener chacune des deux extremites d'empennage (9, 10), au moins en vol, alternativement dans rune ou rautre des deux positions (P3, P4) stables suivantes : 16 - une premiere position (P3) dite repliee, dans laquelle les deux extremites d'empennage (9, 10) sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal (8) de maniere a former un empennage vertical ; et 5 - une seconde position (P4) dite deployee, dans laquelle les deux extremites d'empennage (9, 10) sont agencees sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal (8) de maniere a former avec l'empannage horizontal (8) une surface d'empennage horizontal augmentee (16). 4. Avion scion la revendication 2, 10 caracterise en ce que le mecanisme de deplacement (14) comporte un systeme de coulissement. 5. Avion selon la revendications 2, caracterise en ce que le mecanisme de deplacement (14) comporte un systeme d'articulation. 15 6. Avion selon l'une quelconque des revendications precedentes, caracterise en ce comporte de plus des surfaces de commande mobiles configurees pour agir sur le lacet de l'avion (1). 7. Avion selon l'une quelconque des revendications 1 a 6, caracterise en ce que lesdits moteurs (5, 6) sent des turboreacteurs ou des 20 turbopropulseurs. 8. Avion scion rune quelconque des revendications 1 a 6, caracterise en ce que lesdits moteurs (5, 6) sent des moteurs a soufflante non carenee ou a rotor non Garen& 9. Procede de modification en vol dune configuration d'un avion (1), 25 ledit avion (1) comportant au moms un fuselage (2), deux altos (3, 4), un empennage arriere (7) comprenant un empennage horizontal (8) pourvu de deux extremites d'empennage (9, 10), et au moms deux moteurs (5, 6) agences sur le fuselage (2) de part et d'autre d'un plan vertical (XZ) de symetrie de l'avion (1) , lesdits moteurs (5, 6) etant montes de maniere a 30 pouvoir etre deplaces sur ledit fuselage (2), sensiblement parallelement a un axe longitudinal (L) de l'avion (1), et lesdites extremites d'empennage (9, 10) 17 &ant montees de maniere a pouvoir etre pivotees par rapport audit empennage horizontal (8), procede caracterise en ce qu'il comprend - au moms une premiere etape (El) ) consistant a amener lesdits moteurs (5, 6) 5 dans une position (P1) dite avant et a amener lesdites extremites d'empennage (9, 10) dans une position (P3) dite repliee dans laquefle lesdites extremites d'empennage (9, 10) sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal (8) ; at - au mains une seconde etape (E2) consistant a amener lesdits moteurs (5, 6) 10 dans une position (P2) dite arriere, deplacee vers rarriere de l'avion (1) par rapport a ladite position avant (P1) et a amener lesdites extremites d'empennage (9, 10) dans une position (4) dite deployee dans laquelie lesdites extremites d'empennage (9, 10) sont agencees sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal (8), 15 lesdites premiere et seconde &apes (El E2) &ant mises en oeuvre alternativement au mains tors d'un vol de l'avion (1). 10. Procede sefon la revendication 9, caracterise en ce que ladite premiere etape (El) ) est mise en oeuvre, au mains, fors d'une phase de decollage de l'avion (1) etlou lors d'une phase 20 d'atterrissage de l'avion (1), et en ce que ladite seconde etape (E2) est mise en oeuvre, au mains, lors d'une phase de vol en croisiere de l'avion (1).