Brevet FR3120931A1 — publié le 20220923

Ce dispositif optique pour feu de position d’aéronef, comprend un élément optique (2) comprenant au moins une surface d’entrée de la lumière (6) dans l’élément optique (2) utilisant le phénomène de réfraction, au moins une surface de sortie de la lumière (10) de l’élément optique (2) vers l’extérieur utilisant le phénomène de réfraction, au moins une surface de contrôle de la lumière (12) utilisant le phénomène de réflexion totale interne, lesdites surfaces d’entrée (6), de sortie (10) et de contrôle (12) de la lumière étant configurées pour transformer la distribution d’intensité lumineuse entrant dans l’élément optique (2) en une distribution d’intensité lumineuse sortant du dispositif optique, ladite surface de sortie de la lumière (10) de l’élément optique (2) vers l’extérieur présentant une continuité de courbure dans au moins un plan de symétrie (13) de l’élément optique (2). Figure pour l’abrégé : Fig 6 Dispositif optique pour feux de navigation avant d’aéronef L’invention concerne, de manière générale, les systèmes optiques d’éclairage embarqués à bord d’aéronefs. L’invention concerne plus particulièrement les feux de position d’aéronefs, pour lesquels la distribution d’intensité lumineuse est soumise à des réglementations internationales, telles que le règlement fédéral de l’aviation FAR (« Federal Aviation Regulation » en termes anglo-saxons) pour le territoire des Etats-Unis, et ses pendants pour les autres pays, par exemple la CS pour le territoire européen, Et plus particulièrement la FAR 25 et CS25 qui s’appliquent aux larges avions. Techniques antérieures Les aéronefs sont classiquement équipés de feux de position de couleur rouge, placés du côté gauche de l’aéronef, et de feux de position de couleur verte, du côté droit, en considérant le sens de vol de l’aéronef, ainsi que de feux de position de couleur blanche, placés à l’arrière. Les feux de position doivent émettre une lumière dont la distribution de l’intensité lumineuse doit respecter des valeurs minimales et maximales autorisées, définies en fonction de l’angle d’émission de la lumière par rapport aux plans horizontal et vertical et par rapport à des axes définis de l’aéronef. Ces valeurs exigées sont requises par les normes FAR et CS. Les tableaux 1, 2 sont des extraits de la norme CS section 25 et détaillent les valeurs requises d’intensité minimale en fonction de l’angle d’éclairage. Les valeurs maximales de la norme n’existent que pour des grands angles par rapport à l’axe longitudinal de l’avion et sont définis dans la section CS25.1395. Le tableau 1 est un extrait de la section CS 25.1391 et définit les valeurs minimales à respecter dans le plan horizontal avec un angle de 0° correspondant à la direction donnée par l’axe longitudinal d’un aéronef, et plus particulièrement au niveau du cockpit. Angle vers la gauche ou la droite depuis l’axe longitudinal : Intensité I en candela : 0° à 10° 10° à 20° 20° à 110° 41 31 5 Le tableau 2 est un extrait de la section CS 25.1393 et donne les valeurs minimales à respecter dans le plan vertical en fonction de l’intensité définie dans le plan horizontal du tableau 1. Angle à la verticale au-dessus ou en-dessous du plan horizontal : Intensité (relative à l’intensité dans le plan horizontal) : 0° 0° à 5° 5° à 10° 10° à 15° 15° à 20° 20° à 30° 30° à 40° 40° à 90° 1.00 I 0.90 I 0.80 I 0.70 I 0.50 I 0.30 I 0.10 I 0.05 I Les feux de position existants respectant la réglementation en vigueur ont des structures complexes. Ces structures complexes comprennent par exemple une ou plusieurs lentilles, induisent des pertes de luminosité et occupent un espace important. Ainsi, pour respecter les normes, ces structures nécessitent l’usage de plusieurs sources de lumière, et donc une consommation électrique plus importante. Certaines solutions sont fondées sur l’utilisation d’une diode électroluminescente (DEL) et d’un élément optique n’utilisant que la réfraction. Cette solution induit toutefois des pertes lumineuses et ne permet pas une efficacité énergétique et lumineuse optimale. On pourra se référer au document US2014334174A1 qui divulgue un élément optique pour aéronef où seule la réfraction est utilisée et au document US 2015166197A1 qui décrit un élément optique possédant plusieurs surfaces de sortie de lumière discontinues en tangence. La lumière sortant de l’élément optique passant par des surfaces de réfraction discontinues, le faisceau lumineux est lui-même un faisceau lumineux avec des discontinuités spatiales de luminosité dans le plan horizontal notamment, ce qui nuit à l’homogénéité de l’éclairage. Enfin, les surfaces discontinues sont difficiles à usiner. L’arrête ne peut pas être parfaite. Il s’agit d’un arrondi ou d’un congé dont le rayon de raccordement peut induire des pertes d’intensité lumineuse en sortie du feu de position. L’efficacité énergétique et donc lumineuse n’est pas optimale. La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients des systèmes précités et d’améliorer l’efficacité énergétique des feux de position d’aéronefs. L’invention a donc pour objet un dispositif optique pour feu de navigation avant d’aéronef, comprenant au moins une source lumineuse d’au moins une DEL émettant une lumière avec une distribution d’intensité lumineuse, un élément optique positionné sur le trajet de la lumière émise par la source et permettant de transformer la distribution d’intensité de la source en une distribution d’intensité lumineuse de sortie, l’élément optique comportant au moins une surface d’entrée de la lumière dans l’élément optique utilisant le phénomène de réfraction, au moins une surface de contrôle de la lumière utilisant le phénomène de réflexion totale interne, ladite surface de contrôle, couplée à la surface d’entrée, déviant la lumière vers une zone de pic de la distribution d’intensité lumineuse de sortie, au moins une surface de sortie de la lumière de l’élément optique vers l’extérieur utilisant le phénomène de réfraction, ladite surface de sortie de la lumière présentant une continuité de courbure dans au moins un plan de symétrie de l’élément optique, et lesdites surfaces d’entrée, de sortie et de contrôle de la lumière étant configurées pour que la distribution d’intensité lumineuse de sortie du dispositif optique comporte une zone de pic d’intensité de distribution d’intensité lumineuse de sortie couvrant une plage angulaire d’au moins 20° dans le plan de symétrie de l’élément optique et une plage angulaire de au moins 20° dans les plans perpendiculaires au plan de symétrie de l’élément optique, une zone de distribution d’intensité lumineuse de sortie couvrant une plage angulaire de 110° à 130° dans le plan de symétrie de l’élément optique et une plage angulaire de +/- 90° dans les plans perpendiculaires au plan de symétrie de l’élément optique, et une zone de limitation de distribution d’intensité lumineuse complémentaire au champ total de distribution d’intensité lumineuse de sortie. Ainsi, l’invention permet de réaliser un dispositif optique simple à fabriquer, apte à respecter les normes aéronautiques, et qui maximise l’efficacité lumineuse de la source de lumière et donc l’efficacité énergétique. Grâce à l’amélioration de l’efficacité des sources lumineuses et au flux émis par celles-ci, l’usage d’une seule source de lumière peut être envisagé, ce qui, couplé au faible encombrement de l’élément optique, offre un gain de place significatif dans le module de feux destiné à accueillir ce dispositif optique. L’invention permet également d’obtenir un faisceau avec une maximisation de la continuité de la distribution d’intensité lumineuse de sortie dans le plan horizontal dans lequel les valeurs d’intensité requises par les normes sont les plus élevés et puisque le ou chaque plan de symétrie correspond au plan horizontal lorsque le dispositif est fixé à l’aéronef en position de fonctionnement et d’éclairage conforme à la réglementation. La conformité avec la réglementation est conservée même après l’échauffement et le vieillissement de la source lumineuse. L’invention permet de minimiser la lumière parasite se réfléchissant sur les parois, l’optique de petite dimension de l’ordre 10 millimètres de rayon permettant de se rapprocher au plus près, à quelques millimètres, de la paroi transparente épousant la forme de l’aile permettant ainsi de minimiser les réflexions sur la paroi transparente. Avantageusement, le dispositif optique comprend un socle portant l’élément optique, le socle occultant la ou les fractions de la distribution d’intensité lumineuse de la source non captées par la surface d’entrée de l’élément optique. Selon un mode de réalisation, au moins une source lumineuse est orientée par rapport à la surface d’entrée de sorte que ladite distribution d’intensité lumineuse de la source maximise le couplage ou l’injection du flux lumineux dans la surface d’entrée de la lumière, en étant orientée avec un angle entre 40° et 60° entre sa direction principale d’émission et un plan perpendiculaire à l’axe de l’avion. Avantageusement, ladite surface d’entrée de la lumière dans l’élément optique est formée de portions de surfaces convexes et concaves présentant en tangence une continuité de courbure entre ces portions. Avantageusement, ladite surface de sortie de la lumière de l’élément optique comprend au moins une portion sphérique convexe. Selon un mode de réalisation, ladite surface de sortie de la lumière de l’élément optique comprend au moins une portion concave présentant en tangence une continuité de courbure avec ladite portion sphérique convexe. Avantageusement, ladite surface de contrôle de la lumière comprend une portion prenant la forme d’une portion de cylindre. Dans un mode de réalisation, l’élément optique comprend au moins une autre surface de sortie de la lumière de l’élément optique adjacente et en rupture de tangence par rapport à ladite surface de sortie de la lumière, et sphérique, convexe ou concave. Avantageusement, l’élément optique a un rayon inférieur ou égal à 11 millimètres. L’invention a également pour objet un aéronef comprenant sur chaque côté au moins un module de feux comprenant au moins un dispositif optique tel que décrit précédemment. D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : est une vue schématique en coupe d’un dispositif optique selon l’invention ; illustre une vue en perspective de l’élément optique du dispositif de la ; est une vue verticale en position d’utilisation de l’élément optique du dispositif de la ; illustre une coupe selon le plan de symétrie de la surface d’entrée de la lumière de l’élément optique du dispositif optique selon l’invention ; est un graphique représentant la distribution d’intensité lumineuse relative d’une LED ; illustre une vue en perspective de l’élément optique du dispositif selon l’invention ; illustre le dispositif optique en position d’utilisation dans un module de feux d’une aile d’avion selon l’invention ; montre des courbes illustrant la variation de la distribution d’intensité lumineuse de sortie en candela du dispositif optique selon l’invention dans le plan horizontal ; et montre des courbes illustrant la variation de la distribution d’intensité lumineuse de sortie en candela du dispositif optique selon l’invention dans le plan vertical. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation Sur la est schématiquement représenté un dispositif optique d’un feu de position pour aéronef conforme à l’invention, désigné par la référence numérique générale 1. Il comprend un élément optique 2, par exemple en PMMA ou équivalent, un socle 3 sur lequel est monté l’élément optique 2 et une source lumineuse 5, par exemple une diode électroluminescente (DEL) fixée entre le socle 3 et l’élément optique 2. Le dispositif optique 1 est conçu pour pouvoir être utilisé en tant que feu de position ou de navigation d’un aéronef, par exemple d’un avion. Il est destiné à être positionné sur les ailes de chaque côté de l’avion. En référence à la , l’élément optique 2 est formé d’un seul bloc de PMMA ou équivalent moulé, sculpté ou imprimé en 3D. Il comprend une cavité devant laquelle la DEL 5 est placée, cette cavité délimitant une surface d’entrée de lumière 6 par laquelle la lumière provenant de la DEL 5 pénètre dans l’élément optique 2. L’élément optique 2 comprend également une surface plane 7 d’appui du socle 3. La surface plane 7 comporte des plots 8 de maintien de l’élément optique 2 sur le socle 3. L’élément optique 2 comprend une surface de sortie principale de lumière 10, deux surfaces de sortie latérales 11 et une surface de contrôle 12. L’élément optique 2 est agencé avec la source lumineuse 5 et monté sur l’une des ailes de l’avion de telle sorte que les deux surfaces de sortie latérales 11 soient alignées sur un axe vertical et que la surface de contrôle 12 est située vers l’avant de l’avion, comme illustré sur la qui illustre l’élément optique 2 vu à la verticale en position d’utilisation et où le plan xOy correspond à un plan horizontal. L’élément optique 2 est positionné sur le trajet de la lumière émise par la source et permet ainsi de transformer la distribution d’intensité lumineuse de la DEL 5 en une distribution d’intensité lumineuse de sortie. La illustre l’élément optique 2 pour un feu de position gauche de l’avion. Toutefois, l’élément optique 2 étant symétrique selon un plan de symétrie 13, et ce dernier étant placé à l’horizontal en position d’utilisation de l’élément optique 2, le même élément optique 2 peut être utilisé pour un feu de position droit en inversant les positions des surfaces de sorties latérales 11. Sur la est représentée une coupe de la surface d’entrée 6 de l’élément optique 2 orientée par rapport à la DEL 5 qui est orientée de façon à ce que la distribution d’intensité lumineuse de la DEL 5 maximise le couplage ou l’injection du flux lumineux dans la face d’entrée 6 de la lumière et optimise la répartition naturelle de la lumière par rapport à la norme CS25-1391. La DEL 5 est orientée avec un angle entre 40° et 60°, d’environ 45° entre sa direction principale d’émission et un plan perpendiculaire à l’axe de l’avion 15. D’un autre point de vue, la DEL 5 est orientée avec un angle similaire entre sa direction principale d’émission et le plan vertical contenant l’axe de l’avion, lorsque l’avion est au sol ou dans des conditions de croisière. La surface d’entrée 6 comporte une seule surface présentant une continuité de courbure, c’est-à-dire que toute section de la surface est une courbe n’ayant aucun point anguleux. Il s’agit en d’autres termes d’une courbe dont on peut effectuer la dérivée en tout point. La surface d’entrée 6 comprend plusieurs portions de surface convexes et concaves de différents rayons de courbures et à courbure continue en tangence. En d’autres termes, la surface d’entrée de lumière est dépourvue de discontinuité de surface ou de discontinuité de concavité susceptible d’engendrer une discontinuité dans la distribution de l’intensité de lumière traversant la surface. Elle possède un axe de symétrie dans le plan de coupe de la qui correspond au plan de symétrie 13 de l’élément optique 2. Ce plan est horizontal lorsque le dispositif optique est monté en position d’utilisation. La position de cette coupe correspond à la position de l’élément optique 2 en fonctionnement pour un dispositif optique 1 situé sur la gauche de l’avion, l’axe longitudinal de celui-ci étant indiqué par la flèche 15. La surface d’entrée 6 utilise la réfraction pour orienter les rayons lumineux d’une direction vers une autre afin de commencer la transformation de la distribution d’intensité lumineuse de la DEL 5 visible en une distribution d’intensité lumineuse de sortie désirée pour le dispositif optique 1. La est un graphique représentant, à titre d’exemple nullement limitatif, l’intensité lumineuse relative Ir en fonction de l’angle en degrés de direction de la lumière A d’une DEL CREE de référence XQ-E ou équivalente de couleur rouge utilisée pour l’aile gauche de l’avion. Une DEL verte de même référence et de même caractéristique est utilisée pour le côté droit. La surface de sortie principale de lumière 10 comprend une portion de sphère convexe 16 dont le centre se situe au bord de la cavité formée par la surface d’entrée 6, c’est-à-dire au niveau de la DEL 5. A titre d’exemple, le rayon de la sphère est ici de 10 millimètres. Dans le plan de symétrie 13 parallèle au plan xOy, la portion de surface de sortie sphérique 16 couvre un angle de la sphère de 110° à 120° environ, suffisant pour respecter les normes aéronautiques dans le plan horizontal, figurant dans les tableaux 1 et 2. Dans le plan perpendiculaire au plan de symétrie 13 et passant par le centre de la sphère, la portion de surface de sortie sphérique 16 couvre un angle d’émission de la lumière de 80° environ. Elle est complétée par deux portions de surface concave 17 avec un rayon de courbure qui est ici de 60 millimètres. Ces portions de surface présentent chacune une courbure continue en tangence à la portion sphérique convexe 16, sans discontinuité de surface, et sont placées symétriquement de chaque côté de la portion sphérique convexe 16. La surface de sortie principale de lumière 10 est une surface de réfraction et est pour la majorité des rayons lumineux la dernière surface à changer leur direction et achève de transformer la distribution d’intensité lumineuse de la DEL 5 en une distribution d’intensité lumineuse de sortie désirée pour le dispositif optique 1. La illustre la surface de sortie principale 10 divisée en portions de surface ayant une courbure continue en tangence, dépourvue de discontinuité susceptible d’engendrer une discontinuité dans la distribution de l’intensité de lumière traversant la surface. La portion concave 17 est tronquée de chaque côté de sorte que sont créées deux surfaces de sortie latérales sensiblement planes 11 permettant d’envoyer la lumière à la verticale du dispositif optique 1. Ces surfaces latérales 11 sont sensiblement parallèles entre elles et séparées d’une vingtaine de millimètres. En particulier, ces surfaces sont sphériques, convexes ou concaves, avec un grand rayon de courbure. La surface de contrôle 12 comprend une portion de surface plane 18 et une portion de surface 20 ayant une continuité de courbure avec la portion 18. La portion plane 18 s’étend vers l’avant, c’est-à-dire vers l’avant de l’avion, et est en contact avec la portion de surface de sortie sphérique 16. Elle est par exemple comprise dans un plan incliné de 5° par rapport à un plan vertical parallèle au plan vertical contenant l’axe longitudinal de l’avion, et passant par le centre de la sphère issue de la portion de surface de sortie sphérique 16. Une autre portion 20 de la surface de contrôle est tangente à la surface d’entrée et à la surface d’appui. Il s’agit d’une portion de cylindre concave 20 ici de rayon de courbure 60 millimètres et dont l’axe est vertical lorsque l’élément optique 2 est positionné en position d’utilisation. La surface de contrôle 12 utilise la réflexion totale interne pour rediriger certains rayons provenant de la surface d’entrée 6 vers les surfaces de sortie de lumière 10 et 11 et 17. Cela permet en particulier de rediriger des rayons lumineux vers l’avant du dispositif optique 1 vers une zone Z1 de pic de la distribution d’intensité lumineuse de sortie. Cette zone Z1 de pic d’intensité de la distribution d’intensité lumineuse de sortie couvre une plage angulaire d’au moins 20° dans le plan de symétrie 13 de l’élément optique 2 et une plage angulaire d’au moins 20° dans les plans perpendiculaires au plan de symétrie 13 de l’élément optique 2. En référence à la , le module de feux 21 est destiné à être monté sur un bord d’attaque 22 d’une aile d’avion. Le dispositif optique 1 ayant un faible encombrement, plusieurs dispositifs optiques 1 peuvent être placés dans ce module de feux dans le cas où il est nécessaire d’avoir une intensité lumineuse supérieure ou pour avoir un module de secours en cas de panne. D’autres dispositifs électroniques ou optiques peuvent également être placés dans le module de feux 21. Dans un mode de réalisation, l’élément optique 2 a un rayon inférieur ou égal à 11 millimètres, ce qui garantit un faible encombrement du dispositif optique 1. En particulier, cela permet de rapprocher à seulement quelques millimètres l’un de l’autre le dispositif optique 1 et la paroi du module de feux 21, ce qui réduit les réflexions parasites et favorise une meilleure gestion de la distribution d’intensité lumineuse de sortie. Les figures 8 et 9 sont des graphiques représentant les distributions d’intensité lumineuse I en candelas en sortie du dispositif optique 1 ainsi que les valeurs de la norme CS25 à respecter en fonction de l’angle en degrés A. La correspond à la distribution d’intensité lumineuse de sortie dans le plan horizontal tandis que la correspond à la distribution d’intensité lumineuse de sortie dans le plan vertical. La courbe C1 est la distribution d’intensité lumineuse de sortie du dispositif optique 1 pour un avion à température ambiante de 25°C. La courbe C2 est la distribution d’intensité lumineuse de sortie du dispositif optique 1 à température de fonctionnement de l’avion de 70°C et prenant en compte le vieillissement de la LED durant toute la vie du produit. La courbe C3 correspond à la réglementation minimale. La courbe C4 correspond à la réglementation maximale. Sur la courbe C1, on peut voir la zone Z1 de pic d’intensité de distribution d’intensité lumineuse de sortie ainsi qu’une zone Z2 de distribution d’intensité lumineuse de sortie qui couvre une plage angulaire de 110° à 130° dans le plan de symétrie 13 de l’élément optique 2 et une plage angulaire de -90° à + 90° dans les plans perpendiculaires au plan de symétrie 13 de l’élément optique 2. Cette zone Z2 est en particulier conforme à la norme CS 25.1391. Enfin, on peut voir une zone Z3 de limitation de distribution d’intensité lumineuse qui est complémentaire au champ total de la distribution d’intensité lumineuse de sortie : il s’agit de la zone dans laquelle l’intensité lumineuse doit être inférieure aux valeurs maximales requises par le paragraphe CS25.1395. Le dispositif optique selon l’invention permet d’obtenir des distributions d’intensité lumineuse de sortie supérieures à celles qui sont requises par les règlementations en vigueur ainsi qu’une distribution sensiblement continue de l’intensité lumineuse de sortie. La distribution d’intensité lumineuse de sortie généré par cette optique 1 permet de contrôler le profil de ladite distribution d’intensité lumineuse de sortie de manière à épouser au plus près le gabarit de la norme CS25 section 1391. En optimisant le profil de cette distribution d’intensité lumineuse de sortie par rapport à la norme CS25-1391, on maximise l’efficacité de l’optique 1 et l’on réduit ainsi l’encombrement et la consommation de ces feux de navigation. Par exemple, dans le plan horizontal et à 25°C, l’intensité lumineuse perd 70 % de sa valeur entre 20° et 30° d’angle A, tout en atteignant toutes les valeurs intermédiaires sans discontinuité. Dispositif optique (1) pour feu de navigation avant d’aéronef, comprenant au moins une source (5) d’au moins une DEL émettant une lumière avec une distribution d’intensité lumineuse, un élément optique (2) positionné sur le trajet de la lumière émise par la source et permettant de transformer la distribution d’intensité de la source (5) en une distribution d’intensité lumineuse de sortie, l’élément optique comportant au moins une surface d’entrée de la lumière (6) dans l’élément optique (2) utilisant le phénomène de réfraction ; au moins une surface de contrôle de la lumière (12) utilisant le phénomène de réflexion totale interne, ladite surface de contrôle, couplée à la surface d’entrée (6), déviant la lumière vers une zone (Z1) de pic de la distribution d’intensité lumineuse de sortie ; au moins une surface de sortie de la lumière (10) de l’élément optique (2) vers l’extérieur utilisant le phénomène de réfraction ; caractérisé en ce que ladite surface de sortie de la lumière (10) présente une continuité de courbure dans au moins un plan de symétrie (13) de l’élément optique (2), et en ce que lesdites surfaces d’entrée (6), de sortie (10) et de contrôle (12) de la lumière sont configurées pour que la distribution d’intensité lumineuse de sortie du dispositif optique (1) comporte une zone (Z1) de pic d’intensité de distribution d’intensité lumineuse de sortie couvrant une plage angulaire d’au moins 20° dans le plan de symétrie (13) de l’élément optique et une plage angulaire de au moins 20° dans les plans perpendiculaires au plan de symétrie de l’élément optique, une zone (Z2) de distribution d’intensité lumineuse de sortie couvrant une plage angulaire de 110° à 130° dans le plan de symétrie de l’élément optique et une plage angulaire de +/- 90° dans les plans perpendiculaires au plan de symétrie de l’élément optique, une zone (Z3) de limitation de distribution d’intensité lumineuse complémentaire au champ total de distribution d’intensité lumineuse de sortie. Dispositif optique selon la revendication 1, comprenant un socle (3) portant l’élément optique, le socle occultant la ou les fractions de la distribution d’intensité lumineuse de la source (5) non captées par la surface d’entrée (6) de l’élément optique (2). Dispositif optique selon l’une des revendications 1 et 2 dans lequel au moins une source lumineuse (5) est orientée par rapport à la surface d’entrée (6) de sorte que ladite distribution d’intensité lumineuse de la source (5) maximise le couplage ou l’injection du flux lumineux dans la surface d’entrée (6) de la lumière, en étant orientée avec un angle entre 40° et 60° entre sa direction principale d’émission et un plan perpendiculaire à l’axe de l’avion (15). Dispositif optique selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel ladite surface d’entrée de la lumière (6) dans l’élément optique (2) est formée de portions de surfaces convexes et concaves présentant en tangence une continuité de courbure entre ces portions. Dispositif optique selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel ladite surface de sortie de la lumière (10) de l’élément optique (2) comprend au moins une portion sphérique convexe (16). Dispositif optique selon la revendication 5, dans lequel ladite surface de sortie de la lumière (10) de l’élément optique (2) comprend au moins une portion concave (17) présentant en tangence une continuité de courbure avec ladite portion sphérique convexe (16). Dispositif optique selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel ladite surface de contrôle de la lumière (12) comprend une portion (20) prenant la forme d’une portion de cylindre (20). Dispositif optique selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel l’élément optique (2) comprend au moins une autre surface de sortie de la lumière (11) de l’élément optique (2) adjacente et en rupture de tangence par rapport à ladite surface de sortie de la lumière (10), et sphérique, convexe ou concave. Dispositif optique selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel l’élément optique (2) a un rayon inférieur ou égal à 11 millimètres. Aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend sur chaque côté au moins un module de feux (21) comprenant au moins un dispositif optique (1) selon l’une des revendications 1 à 9.