Brevet FR3102973A1 — publié le 20210514

Pour l’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans un avion à fonctionnement transsonique (10) qui comporte une paire de moitiés d’aile (6) au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace (7) aboutissant respectivement à un choc de compression (8) dans la direction principale d’écoulement, une couche limite (15) de l’écoulement est temporairement épaissie de telle sorte, lors de l’approche d’un domaine de vol (1) avec vitesse de Mach en vol croissante de l’avion (10), dans au moins une des zones d’écoulement supersonique (7) au niveau d’au moins une des deux moitiés d’aile (6), qu’il est assuré que le choc de compression (8) aboutissant à la zone d’écoulement supersonique (7) respective entraîne un décollement de la couche limite (15) de la moitié d’aile (6) à la vitesse de Mach en vol actuelle de l’avion (10). Figure pour l’abrégé : Fig. 6 Procédé d’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans des avions à fonctionnement transsonique et avion équipé de dispositifs de mise en œuvre du procédé par intervention directe dans la couche limite aérodynamique La présente invention concerne un procédé d’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans un avion à fonctionnement transsonique comportant une paire de moitiés d’aile au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace finissant respectivement par engendrer un choc de compression dans la direction principale d’écoulement. La présente invention concerne en outre un avion équipé d’une paire de moitiés d’aile au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace finissant respectivement par engendrer un choc de compression dans la direction principale d’écoulement ainsi que des dispositifs d’atténuation d’instabilités aéroélastiques apparaissant au niveau de l’avion à fonctionnement transsonique. Lorsqu’il est fait référence, dans la présente description, à une moitié d’aile, il peut notamment s’agir d’une moitié d’aile portante de l’avion respectif mais aussi d’une moitié d’une autre aile, par exemple également d’un empennage horizontal de l’avion respectif. État de la technique Les avions à fonctionnement transsonique peuvent seulement voler sans risque à l’intérieur d’un domaine de vol fixement défini intégrant différentes limites physiques. Dans la plage des vitesses de Mach en vol dans la région haut subsonique, le domaine de vol est déterminé fondamentalement par les instabilités aéroélastiques. La survenue de ces instabilités aéroélastiques à des vitesses de Mach en vol dans la région haut subsonique peut s'expliquer par des effets de compressibilité s’exerçant sur le côté supérieur des moitiés d’aile survenant lorsque l’écoulement d’attaque des moitiés d’aile dépasse une vitesse de Mach en vol critique. La vitesse de Mach en vol critique est la vitesse de Mach en vol d’un écoulement d’attaque non perturbé des moitiés d’aile pour laquelle l’écoulement local sur l’ensemble des moitiés d’aile atteint pour la première fois la vitesse du son. La vitesse de Mach en vol critique dépend fondamentalement de la géométrie du profil d’aile et de la flèche d’aile des ailes portantes. En cas de vitesses de Mach en vol au-delà de la vitesse de Mach en vol critique, il se produit un champ d’écoulement transsonique avec une zone supersonique locale apparaissant d’abord sur le côté de sous-pression puis, à mesure que la vitesse de Mach en vol augmente, sur le côté de surpression des moitiés d’aile. Cette zone supersonique aboutit généralement à un choc de compression survenant perpendiculairement à la surface de la moitié d’aile respective qui induit des ondes de choc sur l’ensemble de la surface de la moitié d’aile. Ces ondes de choc provoquent une forte hausse de la résistance à l’écoulement. En sus de l’augmentation de résistance, le choc de compression peut également induire différentes instabilités aéroélastiques pouvant notamment engendrer la migration du choc de compression avec une déformation de la moitié d’aile respective et des interactions entre la couche limite et le choc. Ces instabilités aéroélastiques sont à l’origine de phénomènes désignés sous le nom de flottement transsonique, de bourdonnement et de buffètement et peuvent provoquer, du fait de l’amenée d’énergie sous la forme d’oscillations structurelles amorcées, un endommagement définitif voire la destruction de l’avion. L’effondrement local, provoqué par l’action de ces instabilités, de la vitesse de flottement critique dans la zone transsonique est également appelé creux transsonique (Transonic Dip en anglais) et définit la vitesse de Mach en vol maximale autorisée du domaine de vol. Si l’on regarde dans le détail la façon dont le flottement transsonique se produit, on observe une influence indiscutable de la puissance et de l’emplacement du choc de compression sur les forces et moments aérodynamiques non stationnaires induisant les instabilités. La migration du choc de compression sur l’ensemble de la moitié d’aile respective à des vitesses de Mach en vol dans la région haut subsonique avec la déformation de l’aile doit notamment être considérée comme le mécanisme à l’origine du flottement transsonique, le choc de compression étant fréquemment positionné derrière l’axe élastique de la moitié d’aile. De façon spécifique aux profils supercritiques accessibles dans les avions de transport à fonctionnement transsonique, on observe une migration significative du choc de compression avec l’angle d’attaque du profil respectif. En cas de vitesses de Mach en vol supérieures, au-delà du creux transsonique, il se produit un décollement de la couche limite de l’écoulement de la moitié d’aile induit par le choc de compression ayant pour conséquence un mouvement, inverse à la migration illustrée ci-dessus, du choc de compression avec l’angle d’attaque α du profil respectif. Ce mouvement inverse au choc de compression diminue l’ampleur du flottement, de sorte que la vitesse de Mach en vol critique en situation de flottement augmente de nouveau. Le document DE 103 32 665 B3 prévoit de façon connue des corps perturbateurs pour produire de faibles chocs de compression afin de réduire une trainée d’ondes liée à une zone d’écoulement supersonique délimitée sur une surface d’un corps d’écoulement entourée par un écoulement, au niveau de la surface du corps d’écoulement dans la direction d’écoulement, dans la région se trouvant avant un fort choc de compression aboutissant à une zone d’écoulement supersonique. Concrètement, des groupes constitués respectivement d’une pluralité de petits corps perturbateurs séparés les uns des autres transversalement par rapport à la direction d’écoulement et allongés dans la direction d’écoulement sont disposés sur la surface du corps d’écoulement. À l’intérieur de chaque groupe de corps perturbateurs, la vitesse d’écoulement à travers les corps perturbateurs est maintenue en dessous de la vitesse du son. Ainsi, l’information relative à la hausse de pression dans la zone du choc de compression est transmise vers l’avant à l’encontre de la direction d’écoulement à l’intérieur de chaque groupe de corps perturbateurs, ce qui n’est en principe pas possible dans la zone de l’écoulement supersonique. Ainsi, la couche limite entourant le corps d’écoulement s’épaissit localement et le saut de pression découlant du fort choc de compression provoque le déclenchement de faibles chocs de compression à travers lesquels l’écoulement supersonique doit passer avant que ne se produise le fort choc de compression. Le freinage progressif ainsi provoqué de l’écoulement supersonique est plus avantageux au global que la survenue d’un freinage de l’écoulement supersonique uniquement dans la zone du fort choc de compression. Le document DE 103 05 973 B3 prévoit également de façon connue des moyens d’induction de choc pour réduire les pertes liées à une zone d’écoulement supersonique aboutissant à un fort choc de compression d’un écoulement passant par-dessus une surface. Ces moyens induisent au moins un faible choc dans l’écoulement, de sorte qu’au moins une partie de l’écoulement constituant 20 % de la section transversale de l’écoulement traversant la zone d’écoulement supersonique est freinée avant d’atteindre le fort choc de compression, grâce à au moins un des faibles chocs. Les moyens d’induction de choc comprennent au moins un corps d’induction de choc disposé à une certaine distance de la surface dans la zone d’écoulement supersonique. En cas de forme adaptée du corps, celui-ci provoque de faibles chocs directement au niveau de sa surface et/ou au niveau d’une couche limite de l’écoulement située à cet endroit ou au niveau du bord d’une bulle de relèvement de l’écoulement qui part du corps, ces éléments freinant l’écoulement. La couche limite n’est en l’occurrence pas entravée au niveau de la surface parcourue par l’écoulement ou seulement indirectement. Le document EP 0 126 199 A1 présente de façon connue une aile portante pour aéronefs dotée d’un profilage surcritique. Un dispositif destiné à influencer le choc de compression se produisant à cet endroit est prévu sur le côté supérieur de l’aile portante et dans une région définie du creux du profil. Le dispositif est réalisé sous la forme d’un dispositif de ventilation destiné à compenser la différence de pression entre le champ supersonique et le champ subsonique. Le dispositif de ventilation se compose d’une bande de paroi perforée s’étendant en direction de l’envergure de l’aile avec une chambre de compensation placée dessous. La compensation entre le champ subsonique et le champ supersonique est obtenue par un écoulement secondaire se formant automatiquement, faisant qu’une partie de la couche limite est aspirée derrière le choc de compression et est de nouveau soufflée devant le choc de compression. Cet écoulement secondaire a pour conséquence un épaississement supplémentaire de la couche limite avant le choc et provoque en outre une réduction de la tendance de décollement de la couche limite derrière le choc de compression. L’épaississement supplémentaire de la couche limite induit une plus grande incurvation de la ligne de courant de refoulement dans la région du choc et par conséquent un tassement de la hausse de pression dans la région du choc et un renforcement de la post-expansion derrière le choc de compression avec le déplacement du décollement de couche limite induit par le choc entraînant des vitesses de Mach pré-choc plus élevées. L’épaississement supplémentaire de la couche limite provoque en outre un renforcement des ondes de compression avant le choc ayant tendance à faire baisser la vitesse de Mach pré-choc. Le dispositif de ventilation permet également d’élargir une zone « Off-Design » entraînant, en raison du retardement du décollement induit par le choc, des vitesses de Mach pré-choc plus élevées et ainsi le déplacement de la forte hausse de la résistance ainsi qu’une limite de buffètement menant à des valeurs de portance plus importantes. Objectif de la présente invention L’objectif de la présente invention est de présenter un procédé d’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans un avion à fonctionnement transsonique et un avion correspondant dans lequel la tendance au flottement transsonique peut être réduite de façon à permettre une extension significative du domaine de vol par réduction du creux transsonique. Solution L’objectif de la présente invention est atteint par le biais d’un procédé d’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans un avion à fonctionnement transsonique qui comporte une paire de moitiés d’aile au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace qui aboutissent respectivement dans la direction principale d’écoulement à un choc de compression, dans lequel : - temporairement, lors de l’approche d’un domaine de vol avec vitesse de Mach en vol croissante de l’avion ; - dans au moins une des zones d’écoulement supersonique au niveau d’au moins une des deux moitiés d’aile ; - une couche limite de l’écoulement est épaissie de telle sorte que : - il est assuré que le choc de compression aboutissant à la zone d’écoulement supersonique respective entraîne un décollement de la couche limite de la moitié d’aile à la vitesse de Mach en vol actuelle de l’avion. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie de telle sorte que la couche limite se déclenchant au pied du choc de compression aboutissant à la zone d’écoulement supersonique respective bute de nouveau, dans la direction principale d’écoulement, contre la moitié d’aile respective, derrière le choc de compression. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement bute de nouveau, avant un bord arrière d’aile de la moitié d’aile respective, sur au moins 5 % ou au moins 10 % d’un creux du profil c local de la moitié d’aile respective. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie de telle sorte qu’une résistance à l’écoulement d’une des deux moitiés d’aile est accrue. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie de telle sorte que dans la couche limite : - une vitesse d’écoulement moyenne est réduite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective ; et/ou - une vitesse de l’écoulement est réduite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective en cas de réduction de moitié de la couche limite ; et/ou - une énergie cinétique moyenne de l’écoulement est réduite dans la couche limite. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie en : - ralentissant l’écoulement parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective dans la couche limite ; et/ou - introduisant une quantité supplémentaire d’air à vitesse plus réduite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective dans la couche limite. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie dans une moitié extérieure dans la direction d’envergure d’une mi-envergure d’une des deux moitiés d’aile. Selon un mode de réalisation, la couche limite est épaissie à l’intérieur d’une zone de contact s’étendant sur 5 % à 50 % ou sur 10 % à 30 % d’une mi-envergure de la moitié d’aile respective. Selon un mode de réalisation, la couche limite est épaissie derrière un bord avant d’aile de la moitié d’aile respective : - au niveau d’un côté de sous-pression de la moitié d’aile respective à l’intérieur d’une zone de creux du profil de 40 % à 85 % ou de 50 % à 75 % d’un creux du profil c local de la moitié d’aile respective ; ou - au niveau d’un côté de surpression de la moitié d’aile respective à l’intérieur d’une zone de creux du profil de 5 % à 85 % ou de 5 % à 50 % du creux du profil c local de la moitié d’aile respective. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie : - d’au moins 5 % ou 10 % et de tout au plus 30 % de son épaisseur avant l’épaississement et/ou - pour atteindre au moins 5 mm ou 10 mm et tout au plus 100 mm. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie au niveau des zones d’écoulement supersonique au niveau du même côté parmi chacune des deux moitiés d’aile ou seulement dans une des deux zones d’écoulement supersonique au niveau d’un côté d’une des deux moitiés d’aile. Selon un mode de réalisation, la couche limite de l’écoulement est épaissie à une vitesse de Mach en vol dans la plage de 0,5 à 1,0. Un autre objectif de la présente invention est atteint par le biais d’un avion avec - une paire de moitiés d’aile au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace engendrant respectivement dans la direction principale d’écoulement un choc de compression ; et - des dispositifs d’atténuation d’instabilités aéroélastiques apparaissant au niveau de l’avion à fonctionnement transsonique ; Selon un mode de réalisation, l’avion présente au moins une des caractéristiques suivantes : - une flèche d’aile Φ 0,25c à 25 % du creux du profil c relatif de la moitié d’aile respective supérieure à -40° et inférieure à 40° ; - un allongement d’aile Λ = b 2 /S des moitiés d’aile supérieur à 6, b/2 étant une mi-envergure et S/2 étant une surface d’aile de la moitié d’aile respective ; et - un nombre de Mach maximal d'utilisation M MO (Maximum Operating Mach Number en anglais) compris entre 0,7 et 1,0. Selon un mode de réalisation, les dispositifs comportent des points de sortie d’air disposés de façon répartie dans la direction d’envergure et raccordés à des canaux d’amenée d’air activables et/ou des éléments activables pour épaissir la couche limite respective dans une position à action aérodynamique placée au niveau des moitiés d’aile. Selon un mode de réalisation, les canaux d’amenée d’air sont raccordés à des sources d’air comprimé entraînées de façon motorisée ou à action aérodynamique. L’avion comporte des dispositifs d’atténuation active de flottement conçus pour l’atténuation active d’un flottement des moitiés d’aile et que les dispositifs d’atténuation active de flottement sont réalisés pour mettre en œuvre le procédé mentionné ci-dessus lorsque les dispositifs d’atténuation active de flottement tombent en panne et/ou ne suffisent pas, pour empêcher d’approcher le domaine de vol. Selon un mode de réalisation, les dispositifs sont réalisés pour identifier l’approche du domaine de vol par comparaison des paramètres actuels de vol avec une description en mémoire du domaine de vol. Selon un mode de réalisation, les dispositifs sont réalisés pour détecter l’approche du domaine de vol par analyse de signaux de capteurs d’oscillation détectant les oscillations des moitiés d’aile dans une plage de fréquences de 0,5 Hz à 50 Hz ou de 1 Hz à 25 Hz. Description de la présente invention Dans le procédé selon l’invention d’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans un avion à fonctionnement transsonique comportant une paire de moitiés d’aile au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones supersoniques limitées dans l’espace finissant par engendrer un choc de compression dans la direction principale d’écoulement, une couche limite de l’écoulement est épaissie temporairement de telle sorte, lors de l’approche d’un domaine de vol avec vitesse de Mach en vol croissante de l’avion, que dans au moins une des zones d’écoulement supersonique au niveau d’au moins une des deux moitiés d’aile, le choc de compression aboutissant à la zone d’écoulement supersonique respective à la vitesse de Mach en vol actuelle de l’avion entraîne un décollement de la couche limite de la moitié d’aile, et en est donc à l’origine. Le procédé selon l’invention peut être utilisé non seulement en référence à une zone d’écoulement supersonique située au niveau d’un côté supérieur d’une aile portante ou au niveau du côté de sous-pression de n’importe quelle autre moitié d’aile pour empêcher à cet endroit le déclenchement d’un flottement transsonique par migration du choc de compression aboutissant à la zone d’écoulement supersonique. Le procédé selon l’invention peut également être utilisé avec la même intention en référence à une zone d’écoulement supersonique au niveau d’un côté inférieur d’une aile portante ou au niveau du côté de surpression de n’importe quelle autre moitié d’aile. Suivant le type de moitié d’aile, un écoulement transsonique peut également former de façon connue, au niveau de son côté de surpression, une zone d’écoulement supersonique limitée dans l’espace aboutissant à un choc de compression et pouvant déclencher un flottement transsonique par migration du choc de compression. L’épaississement selon l’invention de la couche limite déjà en amont à la vitesse de Mach en vol actuelle de l’avion, c’est-à-dire dès que l’avion commence à approcher la vitesse de Mach en vol critique en situation de flottement avec vitesse de Mach en vol croissante ayant pour conséquence le décollement de la couche limite de la moitié d’aile induit par le choc de compression, provoque un renforcement des rapports d’écoulement contribuant à la reprise de la vitesse de flottement critique après le creux transsonique. Le décollement de l’écoulement induit par le choc de compression conduit à un mouvement du choc de compression inverse à la migration déclenchant le flottement transsonique avec l’angle d’attaque de la moitié d’aile. Concrètement, le décollement induit par le choc provoque un mouvement du choc de compression avec un angle d’attaque croissant vers l’avant ou en amont en même temps qu’il migre vers l’arrière ou en aval avec le déclenchement du flottement transsonique. La survenue du décollement induit par le choc a pour conséquence une réduction significative des forces et moments aérodynamiques non stationnaires. La vitesse de Mach en vol critique en situation de flottement est par conséquent significativement accrue. L’épaississement selon l’invention de la couche limite de l’écoulement de façon à garantir que le choc de compression aboutissant à la zone d’écoulement supersonique respective à la vitesse de Mach en vol actuelle de l’avion entraîne un décollement de la couche limite de la moitié d’aile ou ait pour conséquence un décollement implique une interaction massive entre la couche limite et le choc. Cette interaction massive entre la couche limite et le choc a à son tour pour conséquence directe qu’avec l’épaississement selon l’invention de la couche limite, il n’y a pas de réduction de la résistance à l’écoulement de l’avion à la vitesse de Mach en vol actuelle et qu’au contraire, on observe une augmentation significative de celle-ci. L’épaississement selon l’invention de la couche limite ne se produit pas de façon durable mais uniquement temporairement à l’approche du domaine de vol avec vitesse de Mach en vol croissante, c’est-à-dire à l’approche du creux transsonique. La résistance à l’écoulement largement plus importante à cet endroit est défendable, étant donné qu’elle accroît la vitesse de Mach en vol critique en situation de flottement et permet ainsi une augmentation supplémentaire non dangereuse de la vitesse de Mach en vol, souvent jusqu’au-delà du creux transsonique tel qu’il se produirait sans application du procédé selon l’invention. Une fois le creux transsonique passé, l’épaississement selon l’invention de la couche limite peut être ajusté étant donné qu’à ce moment-là, le décollement de l’écoulement entraînant le flottement transsonique se produirait dans tous les cas. De façon avantageuse, l’épaississement selon l’invention de la couche limite avec pour objectif le décollement d’écoulement induit par le choc de la moitié d’aile respective se produit de telle sorte que la couche limite se déclenchant au pied du choc de compression bute de nouveau, dans la direction principale d’écoulement, contre la moitié d’aile respective, derrière le choc de compression. Cela signifie ni plus ni moins que la couche limite forme une bulle de décollement fermée. On obtient ainsi des rapports d’écoulement plus stables autour de la moitié d’aile respective qu’en présence d’une couche limite ne butant plus après son décollement contre la moitié d’aile respective. Il est préféré que la couche limite de l’écoulement bute de nouveau, derrière la bulle de relèvement et devant un bord arrière d’aile de la moitié d’aile respective, sur au moins 5 % d’un creux du profil c local de la moitié d’aile respective. De façon encore davantage préférée, l’écoulement bute contre la moitié d’aile respective sur au moins 10 % de ce creux d’aile c local. Les moyens d’épaississement de la couche limite sont en principe connus de l’homme du métier. En font partie la réduction d’une vitesse d’écoulement moyenne parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective et/ou d’une vitesse d’écoulement parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective en présence d’une demi-épaisseur de la couche limite et/ou la réduction d’une énergie cinétique moyenne de l’écoulement dans la couche limite. Pour permettre d’atteindre en pratique ces réductions, l’écoulement se produisant parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective peut être ralenti dans la couche limite. En variante ou en sus, une quantité supplémentaire d’air à vitesse plus réduite peut être introduite dans la couche limite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective. En fonction de son emplacement dans la direction d’envergure, l’épaississement de la couche limite de l’écoulement se produit de préférence dans une moitié extérieure de la mi-envergure de la moitié d’aile respective. C’est en effet là où des déformations élastiques de la moitié d’aile entraînent les plus grandes variations de l’angle d’attaque de la moitié d’aile en terme d’écoulement et c’est donc de façon correspondante là que se présente le plus grand danger de déclenchement de flottement transsonique dû à une interférence avec le choc de compression en migration. La couche limite n’est également épaissie que ponctuellement lorsque l’épaississement de la couche limite de l’écoulement n’a pas besoin d’être réalisée sur la totalité de la mi-envergure dans le procédé selon l’invention mais se concentre de préférence sur une partie de la mi-envergure, notamment sur la moitié extérieure de la mi-envergure. Concrètement, l’épaississement de la couche limite peut se produire à l’intérieur d’une zone de contact s’étendant sur 5 % à 50 % et notamment sur 10 % à 30 % de la mi-envergure de la moitié d’aile respective. Vue dans la direction principale d’écoulement, la couche limite est épaissie au niveau d’un côté supérieur d’une aile portante ou de façon générale au niveau du côté de sous-pression de la moitié d’aile respective, de préférence à l’intérieur d’une zone de creux du profil de 40 % à 85 % et de façon encore davantage préférée de 50 % à 75 % d’un creux du profil c local de la moitié d’aile respective derrière le bord avant d’aile de la moitié d’aile respective. L’épaississement au niveau d’un côté inférieur d’une aile portante ou de façon générale au niveau du côté de surpression de la moitié d’aile respective se produit de préférence à l’intérieur d’une zone de creux du profil de 5 % à 85 % et de façon encore davantage préférée de 5 % à 50 % du creux du profil c local de la moitié d’aile respective, derrière le bord avant d’aile de la moitié d’aile respective, c’est-à-dire tendanciellement plus en amont qu’au niveau du côté de sous-pression de la moitié d’aile respective. L’épaississement selon l’invention de la couche limite de l’écoulement visant à assurer que le choc de compression aboutissant à la zone d’écoulement supersonique respective entraîne un décollement de la couche limite de la moitié d’aile permet régulièrement d’obtenir que la couche limite de l’écoulement soit épaissie sur au moins 10 % de son épaisseur avant l’épaississement. Dans de nombreux cas, un épaississement d’au moins 5 % de son épaisseur avant l’épaississement suffit. La couche limite de l’écoulement n’a en règle générale pas besoin d’être épaissie de plus de 30 % par rapport à son épaisseur avant l’épaississement. Étant donné qu’une couche limite s’épaissit en continu avec une vitesse de Reynolds constante, on utilise pour ces données chiffrées comme épaisseur de la couche limite avant l’épaississement les données avec 5 % en plus du creux du profil c local avant l’épaississement et comme épaisseur de la couche limite épaissie les données avec 5 % en plus du creux du profil c local après l’épaississement. En valeurs absolues, l’épaississement selon l’invention est la plupart du temps atteint lorsque la couche limite est épaissie à 10 mm. La plupart du temps, un épaississement permettant d’atteindre une épaisseur de la couche limite de 5 mm suffit. Un épaississement permettant d’atteindre une épaisseur totale de 100 mm est en général considéré comme non nécessaire. Dans le procédé selon l’invention, la couche limite de l’écoulement peut être épaissie dans les zones d’écoulement supersonique au niveau du même côté de chacune des deux moitiés d’aile ou également dans seulement une des zones d’écoulement supersonique au niveau d’un côté d’une des deux moitiés d’aile. En effet, un contact unilatéral d’atténuation du flottement transsonique réalisé pour permettre d’éviter un flottement transsonique est la plupart du temps presque aussi efficace qu’un contact des deux côtés, mais n’augmente la résistance à l’écoulement de l’avion qu’approximativement de la moitié. Étant donné que l’augmentation de la résistance à l’écoulement est toutefois unilatérale, elle induit un changement de direction de l’avion devant être compensé par une intervention au niveau du pilotage de l’avion. Pour ce qui est de la vitesse de Mach en vol de l’avion, l’épaississement selon l’invention de la couche limite de l’écoulement est typiquement réalisé à une vitesse de Mach en vol située dans la plage de 0,5 à 1,0 ou plus précisément au-delà des vitesses de Mach en vol dans une plage partielle définie de cette plage, donc par exemple de 0,7 à 0,85, pour réduire la tendance au flottement survenant dans cette plage partielle du fait du creux transsonique. Dans un avion selon l’invention équipé d’une paire de moitiés d’aile au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace finissant respectivement par engendrer un choc de compression dans la direction principale d’écoulement et équipé de dispositifs d’atténuation d’instabilités aéroélastiques apparaissant au niveau de l’avion à fonctionnement transsonique, ces dispositifs d’atténuation des instabilités aéroélastiques sont réalisés pour permettre une mise en œuvre du procédé selon l’invention. Les dispositifs détectent à cette fin lorsque l’avion s’approche de son domaine de vol avec vitesse de Mach en vol croissante et déclenchent alors l’épaississement de l’écoulement. L’avion selon l’invention est typiquement un avion de transport de passagers ou de marchandises à fonctionnement transsonique présentant au moins une des caractéristiques suivantes. Une flèche d’aile Φ 0,25c à 25 % du creux du profil c relatif de la moitié d’aile respective est supérieure à -40° et inférieure à 40°. Un allongement d’aile Λ = b 2 /S des moitiés d’aile est supérieur à 6 mais inférieur à 20, b/2 étant une mi-envergure et S/2 étant une surface d’aile de la moitié d’aile respective. Un nombre de Mach maximal d'utilisation M MO (Maximum Operating Mach Number en anglais) spécifique au modèle de l’avion d’un avion de transport de passagers ou de marchandises à fonctionnement transsonique typique se situe entre 0,7 et 1,0. Dans l’avion selon l’invention, les dispositifs de mise en œuvre du procédé selon l’invention comprennent des points de sortie d’air disposés de façon répartie dans la direction d’envergure, ces points étant raccordés à des canaux d’amenée d’air pouvant si nécessaire être activés. Les canaux d’amenée d’air peuvent être entraînés de façon motorisée ou être raccordés à des sources d’air comprimé à action aérodynamique. Dans le cas de sources d’air comprimé entraînées de façon motorisée, les canaux d’amenée d’air activables sont activés par connexion et déconnexion du moteur de la source d’air comprimé respective. La mise en place de soupapes ou de clapets dans les canaux d’amenée d’air est généralement nécessaire pour l’activation et la désactivation des sources d’air comprimé à action aérodynamique. En variante ou en sus, des éléments activables peuvent être disposés dans une position à action aérodynamique située au niveau des moitiés d’aile pour épaissir la couche limite respective. En l’occurrence, il peut s’agir par exemple de déporteurs (spoilers en anglais) activables avec lesquels la moitié d’aile respective peut être pourvue d’une marche s’étendant temporairement transversalement à la direction principale d’écoulement et revenant ensuite dans la direction principale d’écoulement. L’avion selon l’invention peut également comporter des dispositifs d’atténuation active de flottement conçus pour atténuer activement un flottement des moitiés d’aile. Dans ce cas, les dispositifs selon la présente invention peuvent être réalisés pour mettre en œuvre le procédé selon l’invention afin d’empêcher d’approcher le domaine de vol lorsque les dispositifs d’atténuation active de flottement tombent en panne ou ne suffisent pas. Les dispositifs selon la présente invention peuvent ainsi servir de solution de secours ou de sécurité aux dispositifs d’atténuation active de flottement, de sorte que la résistance à l’écoulement accrue de l’avion liée aux dispositifs selon l’invention activés soit encore moins importante. Les dispositifs selon la présente invention peuvent notamment être réalisés pour identifier l’approche du domaine de vol en comparant au moins les paramètres actuels de vol avec une description du domaine de vol en mémoire. Les paramètres de vol et un état de vol de l’avion en découlant à l’intérieur du domaine de vol peuvent par exemple être définis à l’aide d’un dispositif de protection du domaine de vol (Flight Envelope Protection en anglais) de l’avion régulièrement actualisé calculant en continu l’état de vol de l’avion pour le maintenir dans le domaine de vol. En variante ou en sus, des dispositifs selon la présente invention peuvent être réalisés pour identifier l’approche du domaine de vol par analyse de signaux de capteurs d’oscillation, les oscillations des moitiés d’aile déterminant une plage de fréquences de 0,5 Hz à 50 Hz et notamment de 1 Hz à 25 Hz. C’est dans cette plage de fréquences qu’un flottement transsonique se produit et cela apparaît au travers d’oscillations d’amplitude croissante. Les capteurs d’oscillation peuvent se baser sur des capteurs de pression, de course et/ou de déformation et d’accélération. Des perfectionnements avantageux de la présente invention ressortent de la description et des dessins. Les avantages de caractéristiques et de combinaisons de plusieurs caractéristiques mentionnées dans la présente description sont uniquement donnés à titre d’exemple et ils peuvent être utilisés en variante ou en sus sans que les avantages doivent obligatoirement former des modes de réalisation selon l’invention. Voici ce qui vaut pour le contenu publié dans les demandes d’origine et le brevet : des caractéristiques supplémentaires peuvent être extraites des dessins - notamment des formes géométriques représentées et des dimensions relatives de plusieurs composants entre eux ainsi que leur agencement relatif et leur liaison active. La combinaison de caractéristiques de différents modes de réalisation de la présente invention est également possible et est donc incluse dans la présente demande. Ceci concerne également les caractéristiques représentées dans des dessins séparés ou citées dans la description. Les caractéristiques mentionnées peuvent également être supprimées dans les modes de réalisation supplémentaires de la présente invention. La présente invention va être expliquée et décrite plus en détail par la suite à l’aide d’exemples de réalisation préférés illustrés sur les figures : illustre une représentation schématique d’un domaine de vol d’un avion défini en partie par une vitesse de Mach en vol maximale autorisée. illustre une représentation schématique d’une pression dynamique de flottement critique au-delà de la vitesse de Mach en vol d’un avion présentant un creux transsonique. illustre une moitié d’aile d’un avion selon l’invention dans une vue de dessus. illustre une coupe pratiquée à travers la moitié d’aile selon la . illustre la fin d’une zone d’écoulement supersonique d’un écoulement transsonique au-dessus d’une moitié d’aile selon les et 4 par un choc de compression. illustre une bulle de relèvement induite par le choc de compression selon la avec une couche limite épaissie de l’écoulement au-dessus de la moitié d’aile. à illustrent différentes mesures concrètes d’épaississement de la couche limite de l’écoulement pour atteindre l’effet illustré sur la . Description des figures La illustre un domaine de vol 1 d’un avion à fonctionnement transsonique sous la forme de sa hauteur de vol maximale (« Altitude » en pieds) sur sa vitesse de vol (« Airspeed » en nœuds). Lorsque l’on s’achemine vers des vitesses de vol plus élevées, le domaine de vol 1 à des hauteurs de vol assez basses et par conséquent à des densités atmosphériques assez importantes est défini par une vitesse de vol maximale autorisée VMO et à des hauteurs plus élevées et par conséquent à des densités atmosphériques plus faibles, il est défini par une vitesse de Mach en vol maximale autorisée MMO. La vitesse de Mach en vol maximale autorisée MMO est la vitesse de Mach en vol maximale à laquelle aucun flottement transsonique ne se produit avec une sécurité suffisante. La illustre une pression dynamique de flottement critique 2 au-delà de la vitesse de Mach en vol M∞. La pression dynamique de flottement critique 2 donne la pression dynamique en vol q∞ à partir de laquelle le flottement transsonique à une vitesse de Mach en vol M∞ définie de l’avion se produit. La pression dynamique de flottement critique 2 limite ainsi vers le haut une zone stable de l’avion en terme de pression dynamique en vol q∞. En l’occurrence, la pression dynamique de flottement critique 2 est également une grandeur pour une vitesse de flottement critique à partir de laquelle le flottement transsonique se produit. À des vitesses de Mach en vol transsoniques élevées en dessous de la vitesse du son (M∞=1), la pression dynamique de flottement critique 2 présente ce que l’on appelle un creux transsonique 3 dû à la baisse temporaire de pression dynamique de flottement critique 2. Pour éviter, en cas d’augmentation de la vitesse de Mach en vol M∞ de l’avion à hauteur de vol constante le long d’une courbe 4, une approche, voire un dépassement de la pression dynamique de flottement critique 2 dans la région du creux transsonique 3, la vitesse de Mach en vol maximale autorisée MMO est fixée pour cette hauteur de vol. Déjà à l’approche de la vitesse du son (M ∞ =1), des zones d’écoulement supersonique locales 7 se forment sur l’ensemble des moitiés d’aile 6 de l’avion, la création de ces zones aboutissant respectivement à un fort choc de compression 8. En cas de flottement transsonique, les oscillations élastiques des moitiés d’aile 6 conduisant à des variations de leur angle d’attaque par rapport à l’écoulement sont renforcées par la migration du choc de compression avec l’angle d’attaque dans la direction d’écoulement. Cet effet de renforcement est diminué puis résorbé à des vitesses de Mach en vol élevées M ∞ du fait d’une interférence du fort choc de compression 8 avec la couche limite de l’écoulement au niveau des moitiés d’aile 6 provoquant d’abord un décollement 23 partiel puis total de la couche limite par rapport aux moitiés d’aile 6. Ceci fait monter de nouveau la pression dynamique de flottement critique 2 à des vitesses de Mach en vol élevées M ∞ . Derrière le creux transsonique, la région stable de l’avion se termine au niveau d’une limite de buffètement 5 qui lorsqu’elle est dépassée, provoque un buffètement des moitiés d’aile 6. Dans le procédé selon l’invention d’atténuation d’instabilités aéroélastiques apparaissant au niveau de l’avion à fonctionnement transsonique, le décollement 23 de la couche limite de l’écoulement par rapport aux moitiés d’aile 6 ne se produisant habituellement qu’à des vitesses de Mach en vol transsoniques élevées M∞ est déjà provoqué à des vitesses de Mach en vol transsoniques plus faibles M∞. De cette façon, le creux transsonique 3 est ramené en direction d’une flèche 24, de sorte que par exemple une augmentation de la vitesse de Mach en vol M∞ de l’avion soit possible le long de la courbe 4 jusqu’à la limite de buffètement 5 sans avoir à approcher la pression dynamique de flottement critique 2 dans la zone du creux transsonique 3. Autrement dit, la vitesse de Mach en vol maximale autorisée MMO peut être repoussée pour ces hauteurs de vol ainsi que pour des hauteurs au-delà dans le domaine de vol 1 selon la grâce à l’application du procédé selon l’invention jusqu’à la limite de buffètement 5. La illustre la moitié d’aile 6 sous la forme d’une aile portante 9 de l’avion 10 en vue de dessus sur laquelle les grandeurs importantes de l’avion et/ou de l’aile portante 9 sont dessinées. En font partie la flèche d’aile Φ0,25c à 25 % du creux du profil relatif qui est ici de 35°. Est également représentée la mi-envergure b/2 d’un plan moyen longitudinal 11 vertical de l’avion 10 jusqu’à l’aileron 12 de la moitié d’aile 6. Pour le flottement transsonique, les régions extérieures de la mi-envergure b/2 plus proche de l’aileron 12 sont plus importantes car il s’y produit des variations plus importantes de l’angle d’attaque par déformation élastique de l’aile portante 9. La illustre une coupe réalisée dans la longueur de la ligne de coupe A/A sur la à travers la moitié d’aile 6 et/ou l’aile portante 9, c’est-à-dire qu’elle illustre le profil de l’aile portante 9 au-dessus du creux du profil c local. Le choc de compression 8 selon la se produit dans une région arrière, marquée avec la flèche 13, du creux du profil c au niveau du côté supérieur de l’aile portante 9. Selon la présente invention, la couche limite de l’écoulement est épaissie au niveau de l’aile portante 9 dans une zone de contact 14, dans la zone d’écoulement supersonique se trouvant devant. Sans cet épaississement de la couche limite 15, il se produit la situation représentée sur la selon laquelle le choc de compression 8 aboutit à la zone d’écoulement supersonique 7 au-dessus de la moitié d’aile 6 sans que l’écoulement 15 se détache de la surface de la moitié d’aile 6, faisant que le choc de compression 8 migre en aval avec un angle d’attaque α de plus en plus grand de la moitié d’aile 6 par rapport à l’écoulement en direction du creux du profil c. Cette migration en aval du choc de compression 8 a pour conséquence une déformation élastique de la moitié d’aile 6 qui accroît davantage l’angle d’attaque α. En cas de flottement transsonique, cette déformation élastique oscille avec un angle d’attaque α croissant du fait de la migration en aval du choc de compression 8. L’épaississement de la couche limite 15 permet d’atteindre la situation illustrée sur la dans laquelle le choc de compression 8 à la fin de la zone d’écoulement supersonique 7 entraîne un décollement de la couche limite sur une bulle de relèvement 16 délimitée. Ce décollement de la couche limite provoque un mouvement en amont, inversé par rapport à la migration en aval avec angle d’attaque croissant, du choc de compression 8 en direction du creux du profil c. Cela supprime ou tout du moins affaiblit l’association entre la migration du choc de compression 8 et la variation de l’angle d’attaque tendant à renforcer la déformation de l’aile portante 9. La tendance au flottement de l’aile portante 9 et ainsi du creux transsonique 4 de la vitesse de flottement critique selon la est ainsi réduite. Ces réductions se soldent certes par une augmentation de la résistance à l’écoulement. C’est toutefois défendable lorsque la couche limite 15, tel que proposé ici, n’est activement épaissie qu’à l’approche du domaine de vol 1 selon la , concrètement au niveau de la vitesse de Mach en vol maximale autorisée MMO. Les figures 7 à 12 illustrent différentes mesures concrètes permettant un épaississement temporaire adapté de la couche limite au niveau de la moitié d’aile 6. La illustre un clapet pouvant être sorti ou un déporteur 17 pouvant être sorti. La illustre un triangle de profil 18 pouvant être sorti. La illustre une marche 19 pouvant être sortie. La illustre quant à elle une marche 20 pouvant être sortie. La illustre de façon schématique un générateur de tourbillon 21 pouvant être sorti et/ou pouvant être activé. La illustre une soufflerie 22 d’air dans la couche limite 15 de l’écoulement, l’air étant notamment soufflé perpendiculairement à la direction d’écoulement principale de la couche limite 15 mais avant tout à une vitesse moyenne plus faible dans la direction d’écoulement principale que la couche limite 15 avant la soufflerie 22. Dans les sites de la zone de contact 14 concernés par les mesures des figures 7 à 12, on se réfère au mode de réalisation présenté dans la description de la présente invention ainsi qu’aux données chiffrées supplémentaires y étant mentionnées. Liste des références 1 Domaine de vol 2 Pression dynamique de flottement critique 3 Creux transsonique 4 Courbe 5 Limite de buffètement 6 Moitié d’aile 7 Zone d’écoulement supersonique 8 Choc de compression 9 Aile portante 10 Avion 11 Plan moyen longitudinal 12 Aileron 13 Flèche 14 Zone de contact 15 Couche limite 16 Bulle de relèvement 17 Déporteur 18 Triangle de profil 19 Marche 20 Marche négative 21 Générateur de tourbillon 22 Soufflerie 23 Décollement 24 Flèche V MO Vitesse de vol maximale autorisée M MO Vitesse de Mach en vol maximale autorisée Procédé d’atténuation d’instabilités aéroélastiques dans un avion à fonctionnement transsonique (10) qui comporte une paire de moitiés d’aile (6) au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace (7) qui aboutissent respectivement dans la direction principale d’écoulement à un choc de compression (8), dans lequel : - temporairement, lors de l’approche d’un domaine de vol (1) avec vitesse de Mach en vol croissante de l’avion (10) ; - dans au moins une des zones d’écoulement supersonique (7) au niveau d’au moins une des deux moitiés d’aile (6) ; - une couche limite (15) de l’écoulement est épaissie de telle sorte que : - il est assuré que le choc de compression (8) aboutissant à la zone d’écoulement supersonique (7) respective entraîne un décollement de la couche limite (15) de la moitié d’aile (6) à la vitesse de Mach en vol actuelle de l’avion (10). Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie de telle sorte que la couche limite (15) se déclenchant au pied du choc de compression (8) aboutissant à la zone d’écoulement supersonique (7) respective bute de nouveau, dans la direction principale d’écoulement, contre la moitié d’aile respective (6), derrière le choc de compression (8). Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement bute de nouveau, avant un bord arrière d’aile de la moitié d’aile respective (6), sur au moins 5 % ou au moins 10 % d’un creux du profil c local de la moitié d’aile respective (6). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie de telle sorte qu’une résistance à l’écoulement d’une des deux moitiés d’aile (6) est accrue. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie de telle sorte que dans la couche limite (15) : - une vitesse d’écoulement moyenne est réduite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective (6) ; et/ou - une vitesse de l’écoulement est réduite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective (6) en cas de réduction de moitié de la couche limite (15) ; et/ou - une énergie cinétique moyenne de l’écoulement est réduite dans la couche limite (15). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie en : - ralentissant l’écoulement parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective (6) dans la couche limite (15) ; et/ou - introduisant une quantité supplémentaire d’air à vitesse plus réduite parallèlement à la surface de la moitié d’aile respective (6) dans la couche limite (15). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie dans une moitié extérieure dans la direction d’envergure d’une mi-envergure d’une des deux moitiés d’aile (6). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) est épaissie à l’intérieur d’une zone de contact (14) s’étendant sur 5 % à 50 % ou sur 10 % à 30 % d’une mi-envergure de la moitié d’aile respective (6). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) est épaissie derrière un bord avant d’aile de la moitié d’aile respective (6) : - au niveau d’un côté de sous-pression de la moitié d’aile respective (6) à l’intérieur d’une zone de creux du profil de 40 % à 85 % ou de 50 % à 75 % d’un creux du profil c local de la moitié d’aile respective (6) ; ou - au niveau d’un côté de surpression de la moitié d’aile respective (6) à l’intérieur d’une zone de creux du profil de 5 % à 85 % ou de 5 % à 50 % du creux du profil c local de la moitié d’aile respective (6). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie : - d’au moins 5 % ou 10 % et de tout au plus 30 % de son épaisseur avant l’épaississement et/ou - pour atteindre au moins 5 mm ou 10 mm et tout au plus 100 mm. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie au niveau des zones d’écoulement supersonique (7) au niveau du même côté parmi chacune des deux moitiés d’aile (6) ou seulement dans une des deux zones d’écoulement supersonique (7) au niveau d’un côté d’une des deux moitiés d’aile (6). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche limite (15) de l’écoulement est épaissie à une vitesse de Mach en vol dans la plage de 0,5 à 1,0. Avion (10) avec : - une paire de moitiés d’aile (6) au niveau desquelles un écoulement transsonique forme des zones d’écoulement supersonique limitées dans l’espace (7) engendrant respectivement dans la direction principale d’écoulement un choc de compression (8) ; et - des dispositifs d’atténuation d’instabilités aéroélastiques apparaissant au niveau de l’avion à fonctionnement transsonique (10) ; caractérisé en ce que les dispositifs sont réalisés pour la mise en œuvre automatique du procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes. Avion (10) selon la revendication 13, caractérisé en ce que l’avion (10) présente au moins une des caractéristiques suivantes : - une flèche d’aile Φ 0,25c à 25 % du creux du profil c relatif de la moitié d’aile respective (6) supérieure à -40° et inférieure à 40° ; - un allongement d’aile Λ = b 2 /S des moitiés d’aile (6) supérieur à 6, b/2 étant une mi-envergure et S/2 étant une surface d’aile de la moitié d’aile respective (6) ; et - un nombre de Mach maximal d'utilisation M MO (Maximum Operating Mach Number en anglais) compris entre 0,7 et 1,0. Avion (10) selon la revendication 13 ou 14, caractérisé en ce que les dispositifs comportent des points de sortie d’air disposés de façon répartie dans la direction d’envergure et raccordés à des canaux d’amenée d’air activables et/ou des éléments activables pour épaissir la couche limite (15) respective dans une position à action aérodynamique placée au niveau des moitiés d’aile (6). Avion (10) selon la revendication 15, caractérisé en ce que les canaux d’amenée d’air sont raccordés à des sources d’air comprimé entraînées de façon motorisée ou à action aérodynamique. Avion (10) selon l’une quelconque des revendications 13 à 16, caractérisé en ce que l’avion (10) comporte des dispositifs d’atténuation active de flottement conçus pour l’atténuation active d’un flottement des moitiés d’aile (6) et que les dispositifs d’atténuation active de flottement sont réalisés pour mettre en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 12 lorsque les dispositifs d’atténuation active de flottement tombent en panne et/ou ne suffisent pas, pour empêcher d’approcher le domaine de vol (1). Avion (10) selon l’une quelconque des revendications 13 à 17, caractérisé en ce que les dispositifs sont réalisés pour identifier l’approche du domaine de vol (1) par comparaison des paramètres actuels de vol avec une description en mémoire du domaine de vol. Avion (10) selon l’une quelconque des revendications 13 à 18, caractérisé en ce que les dispositifs sont réalisés pour détecter l’approche du domaine de vol (1) par analyse de signaux de capteurs d’oscillation détectant les oscillations des moitiés d’aile (6) dans une plage de fréquences de 0,5 Hz à 50 Hz ou de 1 Hz à 25 Hz.