Brevet FR3161414A1 — publié le 20251024

La présente invention concerne un aéronef (1) à voilure tournante (7) muni d’une poutre de queue (10) portant une dérive (15). L’aéronef (1) comprend un système (25) de stabilisation en tangage qui est muni d’au moins un stabilisateur en tangage comprenant un premier tronçon aérodynamique (40) et un deuxième tronçon aérodynamique (50). Le premier tronçon aérodynamique (40) s’étend à partir de la poutre de queue (10) d’une première section d’emplanture (41) jusqu’à une première section d’extrémité (42) et le deuxième tronçon aérodynamique (50) s’étend à partir de la dérive (15) d’une deuxième section d’emplanture (51) jusqu’à une deuxième section d’extrémité (52), la première section d’extrémité (42) étant reliée directement à la deuxième section d’extrémité (52) ou via un tronçon de raccordement (60). Figure d’abrégé : figure 1 Aéronef à voilure tournante muni d’au moins un stabilisateur en tangage multiplan La présente invention concerne un aéronef à voilure tournante muni d’au moins un stabilisateur en tangage multiplan. Classiquement, un aéronef à voilure tournante peut comporter une cellule avant portant au moins une voilure tournante. La voilure tournante permet à l’aéronef d’évoluer aussi bien avec des vitesses d’avancement élevées, qu’avec de très faibles vitesses d’avancement, voire permet à l’aéronef de réaliser des vols stationnaires. Un aéronef à voilure tournante usuel, tel un hélicoptère, peut comporter en outre une poutre de queue prolongeant une cellule avant vers l’arrière pour notamment porter des surfaces stabilisatrices. De telles surfaces stabilisatrices ont pour fonction d’assurer une stabilisation en vol d’avancement des mouvements du giravion. En particulier, la poutre de queue s’étend classiquement de la cellule avant jusqu’à une dérive sensiblement verticale ou légèrement inclinée par rapport à la verticale. Les notions de poutre de queue et de dérive sont bien connues de l’homme du métier. Un aéronef à voilure tournante usuel, et en particulier un hélicoptère, peut comporter de plus un rotor au niveau de son extrémité arrière. Un tel rotor est dit rotor arrière, pour être distingué du rotor formant la voilure tournante. Le rotor arrière est porté par la dérive. Par exemple, le rotor arrière est agencé latéralement par rapport à la dérive dans le cadre d’un rotor arrière non caréné. Alternativement, la dérive peut former un carénage délimitant une veine d’air dans laquelle est agencé le rotor arrière, un rotor arrière caréné étant notamment connu par la marque fenestron®. Le rotor arrière permet de piloter les mouvements en lacet de l’aéronef, en contrant plus ou moins le couple exercé par la voilure tournante sur la cellule avant. De même, indépendamment du caractère caréné ou non caréné du rotor arrière, la dérive participe au contrôle du mouvement en lacet de l’aéronef. En effet, la dérive génère une portance transversale durant un vol d’avancement. Plus la vitesse d’avancement de l’hélicoptère est importante, plus cette portance transversale est importante. Par ailleurs, un aéronef à voilure tournante usuel, et notamment un hélicoptère, peut comporter un système de stabilisation en tangage. Un système de stabilisation en tangage comporte un ou deux stabilisateurs en tangage. Chaque stabilisateur en tangage est une demi-aile déportante. Par exemple, un hélicoptère comporte deux stabilisateurs en tangage disposés symétriquement de part et d’autre de la poutre de queue ou de la dérive. On nomme parfois un tel stabilisateur en tangage « empennage horizontal ». Selon un exemple, un aéronef peut comprendre deux stabilisateurs en tangage de part et d’autre de la dérive et formant un ensemble arrière en T ou en T inversé avec la dérive. Selon un autre exemple, un aéronef peut comprendre un stabilisateur en tangage formant un ensemble arrière en L ou en L inversé avec la dérive. Selon un autre exemple, l’hélicoptère OH 6A comporte un ensemble arrière en forme de Y. Selon un exemple, l’hélicoptère CH-1 comporte un empennage flottant porté par la poutre de queue. Un stabilisateur en tangage est généralement efficace pour stabiliser un aéronef à voilure tournante, son efficacité croissant conjointement avec la vitesse d’avancement de l’aéronef. De plus, l’efficacité d’un stabilisateur en tangage est maximisée en maximisant sa surface alaire. Cependant, sur un hélicoptère traditionnel, l’air traversant le rotor principal en rotation est défléchi vers l’arrière lors du déplacement vers l’avant de l’hélicoptère. Cet air peut impacter le système de stabilisation en tangage ce qui tend à faire cabrer l’aéronef. Toutefois, lorsque les conditions de vol varient, la déflection de l’air traversant la voilure tournante est aussi modifiée. Il en va donc de même des efforts possiblement exercés sur le système de stabilisation en tangage par cet air provenant de la voilure tournante. Lorsqu’un hélicoptère reste stationnaire, le flux d’air traversant la voilure tournante en rotation peut ne pas impacter un système de stabilisation en tangage ou peut générer des efforts réduits sur ce système de stabilisation en tangage. En phase d’accélération, le flux d’air est défléchi vers l’arrière et les efforts exercés par l’air traversant la voilure tournante sur le système de stabilisation en tangage augmentent, et tendent à faire cabrer l’hélicoptère jusqu’à un maximum. Ce phénomène est connu sous l’expression « bosse d’assiette ». Pour stabiliser l’hélicoptère, le pilote doit alors utiliser son manche de commande de pas cyclique des pales de la voilure tournante pour diminuer le cabrage de cet hélicoptère. Cette manœuvre augmente la charge de travail du pilote et la puissance requise pour mettre en mouvement la voilure tournante. Au fur et à mesure de l’accroissement de la vitesse d’avancement de l’hélicoptère, le flux d’air provenant de la voilure tournante se remet dans l’axe d’avancement et s’écoule alors au-dessus du système de stabilisation en tangage et n’induit donc plus ce phénomène de bosse d’assiette. La bosse d’assiette peut en outre compliquer un atterrissage en réduisant la visibilité d’un pilote en raison du cabrage de l’aéronef. Par ailleurs, on comprend que l’optimisation d’un stabilisateur en tangage réalisée en maximisant sa surface alaire accentue la bosse d’assiette. Le document EP 1547919 décrit un hélicoptère ayant deux surfaces stabilisatrices en tangage s’étendant symétriquement de part et d’autre d’un plan antéropostérieur. Ces surfaces stabilisatrices peuvent être horizontales en étant orthogonales au plan antéropostérieur par exemple, ou peuvent conjointement décrire une forme en V en présentant une angulation comprise entre 0° et 90° avec ledit plan antéropostérieur. Chaque surface stabilisatrice en tangage peut être équipée d’un volet. Les documents US2369652 et GB 606420 ont pour objet un aéronef à voilure tournante muni d’une surface de stabilisation en tangage supérieure et d’une surface de stabilisation en tangage inférieure. Le document EP 2409917 A1 est aussi connu. La présente invention a alors pour objet de proposer un aéronef à voilure tournante muni d’au moins un stabilisateur en tangage innovant permettant de réduire la bosse d’assiette et/ou la déportance à basse vitesse. L’invention vise ainsi un aéronef à voilure tournante muni d’une poutre de queue portant une dérive, l’aéronef comprenant un rotor arrière porté par la dérive, le rotor arrière étant mobile en rotation autour d’un axe rotor et présentant un diamètre rotor, un plan vertical-longitudinal passant par la poutre de queue séparant transversalement un premier côté d’un deuxième côté de l’aéronef, l’aéronef comprenant un système de stabilisation en tangage qui est muni d’au moins un stabilisateur en tangage qui s’étend du premier côté ou du deuxième côté, ledit stabilisateur en tangage comprenant un premier tronçon aérodynamique et un deuxième tronçon aérodynamique. Par exemple, le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique comprennent une succession de sections qui s’étendent chacune longitudinalement d’un bord de fuite vers un bord d’attaque, et en épaisseur d’une face inférieure à une face supérieure. Chaque section est une coupe du tronçon concerné selon un plan par exemple parallèle à l’axe de roulis et à l’axe de lacet de l’aéronef. Le diamètre rotor est de fait égal au double de la distance séparant l’extrémité libre des pales du rotor arrière à l’axe de rotation du rotor arrière. En outre, le premier tronçon aérodynamique s’étend en envergure à partir de la poutre de queue d’une première section d’emplanture jusqu’à une première section d’extrémité et le deuxième tronçon aérodynamique s’étend en envergure à partir de la dérive d’une deuxième section d’emplanture jusqu’à une deuxième section d’extrémité, la première section d’extrémité étant reliée directement à la deuxième section d’extrémité ou via un tronçon de raccordement. Un aéronef pouvant atteindre diverses inclinaisons en roulis et en tangage en vol, l’expression « plan vertical-longitudinal » signifie que ce plan est vertical lorsque l’aéronef est posé sur une aire horizontale. Par suite, la ou les stabilisateurs en tangage comprennent chacun au moins deux plans aérodynamiques formés respectivement par le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique, voire un troisième plan formé par le tronçon de raccordement. Le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique forment des demi-ailes déportantes. Le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique d’un même stabilisateur en tangage sont du premier côté ou le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique d’un même stabilisateur en tangage sont du deuxième côté de l’aéronef. En vol d’avancement chaque tronçon aérodynamique produit une déportance tendant à équilibrer l’aéronef en tangage notamment. Un stabilisateur en tangage monoplan usuel peut être impacté à basses vitesses par l’air traversant la voilure tournante et générer un angle de tangage important que le pilote doit compenser. Cet angle de tangage peut augmenter avec l’augmentation de la vitesse d’avancement de l’aéronef jusqu’à un angle maximal puis décroît. La courbe présentant l’angle de tangage à cabrer induit par rapport à la vitesse d’avancement forme une bosse, ce qui explique que ce phénomène est parfois dénommé « bosse d’assiette ». A l’inverse, au lieu d’utiliser un tel stabilisateur en tangage monoplan, l’invention propose un stabilisateur en tangage multiplan comprenant un premier tronçon aérodynamique et un deuxième tronçon aérodynamique voire un tronçon de raccordement. Le premier tronçon aérodynamique est porté par la poutre de queue alors que le deuxième tronçon aérodynamique est porté par la dérive et se trouve donc décalé longitudinalement voire verticalement du premier tronçon aérodynamique. Le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique ne sont éventuellement pas à l’aplomb l’un de l’autre. Le deuxième tronçon aérodynamique peut en particulier comprendre une deuxième section d’emplanture située au moins partiellement au-dessous, au-dessus ou en arrière du rotor arrière, soit longitudinalement en arrière du premier tronçon aérodynamique au regard du sens d’avancement vers l’avant de l’aéronef voire verticalement dans un plan horizontal situé au-dessus ou en dessous du premier tronçon aérodynamique. Le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique tendent à générer conjointement, en vol d’avancement, une déportance sensiblement équivalente à un stabilisateur monoplan usuel. Par contre, l’utilisation de deux tronçons aérodynamiques de stabilisation en tangage de fait décalés l’un de l’autre, notamment longitudinalement du fait de leurs implantations respectives sur la poutre de queue et la dérive, tend à faire diminuer la bosse d’assiette comparée à un aéronef usuel. En effet, le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique sont décalés l’un de l’autre pour que le flux d’air traversant la voilure tournante et défléchi vers le stabilisateur en tangage exerce des pressions différentes sur le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique en fonction de la vitesse d’avancement. Les deux tronçons aérodynamiques sont suffisamment décalés l’un de l’autre, en raison de leurs implantations, pour être le cas échéant impactés, à chaque instant et à basses vitesses, différemment par le flux d’air provenant de la voilure tournante. Sous l’effet de la pression de l’air traversant la voilure tournante, le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique tendent individuellement à générer un angle de tangage maximal à cabrer de fait plus faible que l’angle de tangage maximal atteint avec un stabilisateur monoplan usuel. En effet, la surface alaire de chaque tronçon aérodynamique est plus faible que la surface alaire d’un stabilisateur monoplan usuel, la somme des surfaces alaires des deux tronçons aérodynamiques pouvant être sensiblement équivalente à la surface alaire d’un stabilisateur monoplan usuel . En outre, les efforts maximaux exercés sur chaque tronçon aérodynamique d’un stabilisateur en tangage selon l’invention sont atteints à des vitesses d’avancement de fait différentes en raison du décalage longitudinal des premier et deuxième tronçons aérodynamiques. A chaque instant, le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique génèrent alors conjointement une bosse d’assiette réduite par rapport à un système usuel. De manière imagée, au lieu d’avoir une grosse bosse d’assiette, l’invention permet d’obtenir deux petites bosses d’assiette atteintes à des vitesses d’avancement différentes, ces deux bosses d’assiette générant conjointement une bosse d’assiette globale réduite par rapport à un système monoplan. Pour une surface alaire donnée, l’invention permet de réduire significativement le phénomène de bosse d’assiette par rapport à un hélicoptère conventionnel. Par suite l’invention permet d’améliorer d’une part les performances de l’aéronef puisque la voilure tournante requiert moins de puissance afin de compenser la bosse d’assiette, et d’autre part la sécurité des vols lors de phases critiques d’approche ou d’atterrissage. L’aéronef peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques, prises seules ou en combinaison, qui suivent et permettent notamment d’optimiser le fonctionnement de l’aéronef. En fonction de la stabilisation à apporter, l’aéronef peut comporter deux dits stabilisateurs en tangage selon l’invention agencés de part et d’autre du plan vertical-longitudinal. Contrairement à un système usuel comprenant deux plans horizontaux agencés transversalement de part et d’autre d’une poutre de queue par exemple, cette variante propose deux stabilisateurs multiplan. Par exemple, les deux stabilisateurs en tangage sont symétriques par rapport au plan vertical-longitudinal. Selon une autre possibilité, l’aéronef peut comporter un unique stabilisateur en tangage selon l’invention disposé au niveau du premier côté, et une unique surface de stabilisation disposée au niveau du deuxième côté. Un stabilisateur en tangage selon l’invention peut être associé éventuellement avec un plan fixe usuel ou ayant des dimensions réduites. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, le premier tronçon aérodynamique peut être agencé longitudinalement dans le premier tiers de la poutre de queue en partant de la dérive. Le premier tronçon aérodynamique peut être porté par la poutre de queue à proximité de la dérive. Par exemple, le premier tronçon aérodynamique peut être agencé sensiblement au même endroit qu’un empennage usuel. Par contre, le deuxième tronçon aérodynamique est porté par la dérive pour être éloigné du premier tronçon aérodynamique et être impacté différemment par le flux traversant la voilure tournante pour une même vitesse d’avancement. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, le rotor arrière peut être disposé latéralement par rapport à la dérive ou dans une veine d’air délimitée par la dérive. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, une première ligne de quart de corde du premier tronçon aérodynamique au niveau de la poutre de queue peut être séparée longitudinalement d’un plan rotor vertical-transversal contenant l’axe rotor par une première distance longitudinale comprise entre 0.7 fois le diamètre rotor inclus et le double du diamètre rotor inclus. Un aéronef pouvant atteindre diverses inclinaisons en roulis et en tangage en vol, l’expression « plan rotor vertical-transversal » signifie que ce plan est vertical lorsque l’aéronef est posé sur une aire horizontale. Autrement dit, la première distance longitudinale correspond à la distance séparant dans un plan horizontal le point de quart de corde de la première section d’emplanture et le plan rotor vertical-transversal. Pour mémoire, la notion de ligne de quart de corde est connue de l’homme du métier. Chaque tronçon aérodynamique est un organe aérodynamique qui comporte de manière usuelle une succession de sections selon son envergure. La corde d’une section représente la longueur du segment de droite liant le bord d’attaque au bord de fuite de cette section, la ligne de quart de corde passant par le quart de ce segment en partant du bord d’attaque. Cette caractéristique peut permettre de régler l’angle de tangage à cabrer généré par le système de stabilisation en tangage, tout en minimisant les interactions aérodynamiques avec le rotor arrière. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, une deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique au niveau de la dérive peut être séparée longitudinalement d’un plan rotor vertical-transversal contenant l’axe rotor par une deuxième distance longitudinale comprise entre 0.6 fois le diamètre rotor inclus et le diamètre rotor inclus, voire inférieure à la première distance longitudinale. Autrement dit, la deuxième distance longitudinale correspond à la distance séparant dans un plan horizontal le point de quart de corde de la deuxième section d’emplanture et le plan rotor vertical-transversal. Cette caractéristique peut permettre de régler l’angle de tangage à cabrer généré par le système de stabilisation en tangage, tout en minimisant les interactions avec le rotor arrière. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, une deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique au niveau de la deuxième section d’emplanture peut être positionnée en azimut par rapport à l’axe rotor dans une plage angulaire allant de -30° inclus à +180° inclus, avec une position à 0° atteinte en regard horizontalement du point du rotor arrière le plus éloigné longitudinalement de la poutre de queue et une position à +90° située verticalement au-dessus d’une position à – 90°. Cette caractéristique peut permettre de régler l’angle de tangage à cabrer généré par le système de stabilisation en tangage, tout en minimisant les interactions avec le rotor arrière. Par exemple, le rotor arrière peut être disposé dans une veine d’air délimitée par la dérive, la deuxième section d’emplanture du deuxième tronçon aérodynamique étant agencée au moins partiellement au-dessus de la veine d’air, le deuxième tronçon aérodynamique présentant un dièdre négatif et une flèche avant, le premier tronçon aérodynamique présentant un dièdre positif ainsi qu’une flèche arrière et étant relié au deuxième tronçon aérodynamique par le tronçon de raccordement, la deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique au niveau de la deuxième section d’emplanture étant positionnée en azimut par rapport à l’axe rotor dans une plage angulaire allant de +90° inclus à +180° inclus. Une telle caractéristique tend à minimiser les interactions avec le rotor arrière. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, lorsque la première section d’extrémité est reliée à la deuxième section d’extrémité via le tronçon de raccordement, le tronçon de raccordement peut être incurvé et présenter une courbure moyenne variant entre 0.02 fois le diamètre rotor inclus et 0.4 fois le diamètre rotor inclus. Alternativement, la première section d’extrémité pouvant être reliée à la deuxième section d’extrémité via le tronçon de raccordement, le tronçon de raccordement peut s’étendre dans un plan incliné, ce plan incliné allant de la première section d’extrémité à la deuxième section d’extrémité, ce plan incliné présentant une inclinaison inférieure ou égale à 30° par rapport à un axe vertical lorsque l’aéronef repose sur une aire horizontale. Ainsi, le tronçon de raccordement peut être vertical ou quasi vertical. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique peuvent présenter un taux d’effilement compris 0.6 inclus et 1.2 inclus, le premier tronçon aérodynamique et le deuxième tronçon aérodynamique ayant une corde qui varie en s’éloignant de l’ensemble poutre de queue/dérive linéairement ou de manière non-linéaire ou linéairement par segment. Chaque tronçon aérodynamique s’étendant d’une section d’emplanture présente au niveau de la poutre de queue ou de la dérive à une section d’extrémité, éventuellement connectée au tronçon de raccordement, le taux d’effilement peut être égal au quotient de la corde au niveau de la section d’emplanture et de la corde au niveau de la section d’extrémité. Selon une possibilité, les bords d’attaque et les bords de fuite des premier tronçon aérodynamique et deuxième tronçon aérodynamique peuvent décrire chacun un segment de droite. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, le premier tronçon aérodynamique peut présenter une flèche arrière avec un angle de flèche compris entre 10° inclus et 60° inclus, le deuxième tronçon aérodynamique présentant une flèche avant avec un angle de flèche compris entre -10° inclus et -60° inclus. Cette caractéristique tend à donner une forme triangulaire au stabilisateur en tangage vu de dessus. Cette caractéristique tend à minimiser la bosse d’assiette en positionnant judicieusement le premier tronçon aérodynamique par rapport au deuxième tronçon aérodynamique. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, le premier tronçon aérodynamique peut présenter un dièdre positif compris entre 0° inclus et 60° inclus, le deuxième tronçon aérodynamique présentant un dièdre négatif compris entre 0° inclus et -60° inclus. Cette caractéristique tend à donner une forme triangulaire au stabilisateur en tangage vu de derrière. Cette caractéristique tend à minimiser la bosse d’assiette en positionnant judicieusement le premier tronçon aérodynamique par rapport au deuxième tronçon aérodynamique. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, le bord de fuite au niveau de la première section d’emplanture peut être séparé : i) longitudinalement et vu de dessus du bord d’attaque au niveau de la deuxième section d’emplanture d’une distance longitudinale comprise entre 0.5m inclus et 2.5m inclus, et ii) verticalement et vu à partir d’une position en arrière de l’aéronef d’une hauteur comprise entre -1m (moins un mètre) inclus et 2m inclus en partant du premier tronçon aérodynamique et en considérant que la hauteur est positive lorsque le deuxième tronçon aérodynamique est présent dans un plan horizontal situé au-dessus du premier tronçon aérodynamique lorsque l’aéronef repose sur une aire horizontale. L’expression « séparé longitudinalement et vu de dessus » signifie qu’un premier plan vertical-transversal passant par le bord de fuite au niveau de la première section d’emplanture est séparé longitudinalement d’un deuxième plan vertical-transversal, passant par le bord d’attaque au niveau de la deuxième section d’emplanture et parallèle au premier plan vertical-transversal, d’une distance longitudinale comprise entre 0.5m inclus et 2.5m inclus. De même, un plan horizontal passant par le bord de fuite au niveau de la première section d’emplanture est séparé d’un plan horizontal passant par le bord d’attaque au niveau de la deuxième section d’emplanture d’une hauteur comprise entre -1m inclus et 2m inclus selon une sens s’éloignant du sol. Cette caractéristique tend à minimiser la bosse d’assiette en positionnant judicieusement le premier tronçon aérodynamique par rapport au deuxième tronçon aérodynamique, voire peut tendre à limiter les interactions avec le rotor arrière le cas échéant. L’invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : la FIG. 1 , une vue de côté d’un aéronef selon l’invention ayant un rotor arrière caréné, la FIG. 2 , une vue de côté d’un ensemble arrière d’un aéronef selon l’invention ayant un rotor arrière non caréné, la FIG. 3 , une vue de dessus d’un système de stabilisation en tangage selon l’invention, la FIG. 4 , une vue arrière du système de stabilisation en tangage de la FIG. 3 , la FIG. 5 , une vue de côté du système de stabilisation en tangage de la FIG. 3 , la FIG. 6 , une vue arrière d’un système de stabilisation en tangage selon l’invention, la FIG. 7 , une vue arrière d’un système de stabilisation en tangage selon l’invention, et la FIG. 8 , un diagramme explicitant l’invention. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d’une seule et même référence. Trois directions X, Y et Z orthogonales les unes par rapport aux autres sont représentées sur certaines figures. La première direction X est dite longitudinale. Le terme « longitudinal » est relatif à toute direction parallèle à la première direction X. La deuxième direction Y est dite transversale. Le terme « transversal » est relatif à toute direction parallèle à la deuxième direction Y. Enfin, la troisième direction Z est dite en élévation. L’expression « en élévation » est relative à toute direction parallèle à la troisième direction Z. L’expression « distance longitudinale » associée à deux points désigne une distance entre deux plans verticaux lorsque l’aéronef repose sur une aire horizontale, ces deux plans contenant deux axes transversaux passant par ces deux points. La FIG. 1 présente un aéronef 1 à voilure tournante 7 selon l’invention. Cet aéronef 1 s’étend selon un axe de roulis parallèle à la première direction X d’un nez 2 jusqu’à une extrémité arrière 3, en élévation selon un axe de lacet parallèle à la troisième direction Z d’un train d’atterrissage à un sommet, et transversalement d’un premier côté 101 à un deuxième côté 102 selon un axe de tangage parallèle à la deuxième direction Y. En particulier, cet aéronef 1 comporte une poutre de queue 10 portant une dérive 15. Un plan vertical-longitudinal PVL passant par la poutre de queue 10 sépare transversalement le premier côté 101 du deuxième côté 102 de l’aéronef 1. Ce plan vertical-longitudinal PVL est vertical lorsque l’aéronef 1 repose sur une aire 100 horizontale et s’étend du nez 2 à l’extrémité arrière 3. Ce plan vertical-longitudinal PVL contient par exemple l’axe de lacet et l’axe de roulis de l’aéronef 1. La poutre de queue 10 peut prolonger vers l’arrière une cellule avant 5 portant la voilure tournante 7. La cellule avant 5 repose sur un sol via un train d’atterrissage 6. Dès lors, la poutre de queue 10 peut s’étendre d’une section avant 11 connectée à la cellule avant 5 jusqu’à une section arrière 12 connectée à la dérive 15. L’aéronef 1 comprend de plus un rotor arrière 20 porté par la dérive 15. Le rotor arrière 20 est muni d’une pluralité de pales 21 mobiles conjointement en rotation autour d’un axe rotor AX. Les extrémités libres des pales décrivent un cercle présentant un diamètre rotor D. Selon l’exemple de la FIG. 1 , le rotor arrière 20 peut être un rotor caréné agencé dans une veine d’air 16 délimitée par la dérive 15. Selon l’exemple de la FIG. 2 , le rotor arrière 20 peut être un rotor non caréné porté par la dérive 15 en étant décalé transversalement par rapport à cette dérive 15. Quelle que soit la réalisation et en référence à nouveau à la FIG. 1 , l’aéronef 1 comprend un système 25 de stabilisation en tangage. Le système 25 de stabilisation en tangage est muni d’un ou de plusieurs stabilisateurs en tangage 30 selon l’invention. Dans un souci de clarté, l’expression « chaque stabilisateur en tangage 30 » est utilisée par la suite en présence d’un ou de plusieurs stabilisateurs en tangage. La référence 30 peut désigner n’importe quel stabilisateur en tangage selon l’invention, alors que les références 31, 32 désignent des stabilisateurs particuliers si besoin. Chaque stabilisateur en tangage 30 s’étend soit du premier côté 101, soit du deuxième côté 102. Chaque stabilisateur en tangage 30 comprend un premier tronçon aérodynamique 40 et un deuxième tronçon aérodynamique 50. Le premier tronçon aérodynamique 40 comporte une pluralité de premières sections profilées aérodynamiquement selon son envergure. Chaque première section profilée s’étend longitudinalement d’un premier bord de fuite BF1 vers un premier bord d’attaque BA1, à savoir sensiblement parallèlement au plan vertical-longitudinal PVL. De plus, chaque première section du premier tronçon aérodynamique 40 s’étend en épaisseur d’une première face inférieure EXT1 à une première face supérieure INT1. De même, le deuxième tronçon aérodynamique 50 comporte en envergure une pluralité de deuxièmes sections profilées aérodynamiquement qui s’étendent longitudinalement d’un deuxième bord de fuite BF2 vers un deuxième bord d’attaque BA2 et en épaisseur d’une deuxième face inférieure EXT2 à une deuxième face supérieure INT2. En particulier, le premier tronçon aérodynamique 40 s’étend en envergure à partir de la poutre de queue 10 d’une première section d’emplanture 41 jusqu’à une première section d’extrémité 42. Par exemple, le premier tronçon aérodynamique 40 est disposé longitudinalement dans le premier tiers 13 de la poutre de queue 10 en partant de la dérive 15. A l’inverse, le deuxième tronçon aérodynamique 50 s’étend en envergure à partir de la dérive 15 d’une deuxième section d’emplanture 51 jusqu’à une deuxième section d’extrémité 52. La première section d’extrémité 42 est reliée directement à la deuxième section d’extrémité 52 ou via un tronçon de raccordement 60 selon l’exemple de la FIG. 1 . Par suite, le premier tronçon aérodynamique 40 et le deuxième tronçon aérodynamique 50 sont décalés l’un de l’autre et impactés par le flux d’air traversant la voilure tournante 4 lors de sa rotation différemment pour une même vitesse d’avancement. Par ailleurs, le premier tronçon aérodynamique 40 et/ou le deuxième tronçon aérodynamique 50 peuvent comporter des sections profilées ayant des profils aérodynamiques usuels, par exemple mais non obligatoirement de type NACA ou OA. Eventuellement, le premier tronçon aérodynamique 40 et/ou le deuxième tronçon aérodynamique 50 peuvent comporter des organes de réglage usuels de l’assiette en croisière, tels que des volets immobiles dénommés en langue anglaise « tabs » permettant d’augmenter localement la corde d’un tronçon d’un stabilisateur, ou dénommés en langue anglaise « Gurney tabs ». Eventuellement, le premier tronçon aérodynamique 40 et/ou le deuxième tronçon aérodynamique 50 peuvent comporter un bord de fuite ondulé du type dénommé en langue Anglaise « wavy trailing edge » ou un organe dénommé en langue anglaise « splitter » pour la réduction de la trainée. Eventuellement, le premier tronçon aérodynamique 40 et/ou le deuxième tronçon aérodynamique 50 peuvent comporter un bec de bord d’attaque, dénommé « slat » en langue anglaise, pour l’amélioration de la performance aérodynamique en vol lors d’une montée rapide. Eventuellement, le premier tronçon aérodynamique 40 et/ou le deuxième tronçon aérodynamique 50 peuvent comporter au moins un volet mobile actif pour le réglage de l’équilibre en croisière. Les figures 3 à 7 présentent au moins un stabilisateur en tangage 30. Quel que soit le nombre de stabilisateur en tangage 30, le premier tronçon aérodynamique 40 d’un stabilisateur en tangage 30 selon l’invention peut être situé à une première distance longitudinale L1 de l’axe rotor AX, soit en vue de dessus, comprise entre 0.7 fois le diamètre rotor D inclus et le double du diamètre rotor D inclus. Plus précisément, une première ligne de quart de corde YAC1 du premier tronçon aérodynamique 40 dans la première section d’emplanture 41 est séparée longitudinalement d’un plan rotor vertical-transversal PVT contenant l’axe rotor AX par la première distance longitudinale L1 éventuellement comprise entre 0.7 fois le diamètre rotor D inclus et le double du diamètre rotor D inclus. Le plan rotor vertical-transversal PVT est un plan contenant l’axe rotor AX qui est vertical lorsque l’aéronef repose sur une aire 100 horizontale. Le deuxième tronçon aérodynamique 50 peut être situé à une deuxième distance longitudinale L2 de l’axe rotor AX, soit en vue de dessus, comprise entre 0.6 fois le diamètre rotor D inclus et le diamètre rotor D inclus. Plus précisément, une deuxième ligne de quart de corde YAC2 du deuxième tronçon aérodynamique 50 dans la deuxième section d’emplanture 51 est séparée longitudinalement du plan rotor vertical-transversal PVT par une deuxième distance longitudinale L2 comprise entre 0.6 fois le diamètre rotor D inclus et le diamètre rotor D inclus. En outre, le bord de fuite BF1 au niveau de la première section d’emplanture 41 peut être séparé du bord d’attaque BA2 au niveau de la deuxième section d’emplanture 51 d’une distance longitudinale DIS comprise entre 0.5m inclus et 2.5m inclus. Autrement dit, un plan de bord de fuite vertical/transversal PVTBF1 contenant le premier bord de fuite BF1 au niveau de la première section d’emplanture 41 et vertical lorsque l’aéronef repose sur une aire 100 horizontale est séparé par la distance longitudinale DIS d’un plan de bord d’attaque P vertical/transversal PVTBA2 contenant le deuxième bord d’attaque BA2 au niveau de la deuxième section d’emplanture 51 et vertical. Selon un autre aspect, le premier tronçon aérodynamique 40 et le deuxième tronçon aérodynamique 50 présentent éventuellement un taux d’effilement compris 0.6 inclus et 1.2 inclus, le premier tronçon aérodynamique 40 et le deuxième tronçon aérodynamique 50 ayant chacun des cordes respectives qui varient en s’éloignant de l’ensemble poutre de queue/dérive linéairement ou de manière non-linéaire ou linéairement par segment. Selon l’exemple illustré sur la FIG. 3 , les cordes du premier tronçon aérodynamique 40 et du deuxième tronçon aérodynamique 50 décroissent linéairement en s’éloignant de l’ensemble poutre de queue/dérive. Selon un autre aspect, le premier tronçon aérodynamique 40 présente une flèche arrière. Le premier tronçon aérodynamique 40 est donc incliné vers l’arrière de l’aéronef 1. Par commodité, un angle de flèche est considéré positif en présence d’une flèche arrière et négatif en présence d’une flèche avant. Ce premier tronçon aérodynamique 40 présente ainsi un premier angle de flèche F1 compris entre 10° inclus et 60° inclus. Par exemple, le premier angle de flèche est mesuré entre un premier plan vertical-transversal PVTYAC1 orthogonal au plan vertical-longitudinal PVL et passant par le quart de corde de la première section d’emplanture 41 et une ligne de quart de corde YAC1 médiane au regard du quart de corde de chaque section. A l’inverse, le deuxième tronçon aérodynamique 50 présente une flèche avant. Le deuxième tronçon aérodynamique 50 présente alors un angle de flèche F2 compris entre -10° inclus et -60° inclus. Par exemple, le deuxième angle de flèche est mesuré entre un deuxième plan vertical-transversal PVTYAC2 orthogonal au plan vertical-longitudinal PVL et passant par le quart de corde de la deuxième section d’emplanture 51 et une ligne de quart de corde YAC2 médiane au regard du quart de corde de chaque section. Selon un autre aspect et en référence à la FIG. 4 , le premier bord de fuite BF1 au niveau de la première section d’emplanture 41 est séparé verticalement du deuxième bord d’attaque BA2 au niveau de la deuxième section d’emplanture 51 par une hauteur H comprise entre -1m inclus et 2m inclus en partant du premier tronçon aérodynamique 40. Autrement dit, la hauteur H sépare un premier plan horizontal PH1, qui est horizontal lorsque l’aéronef 1 repose sur une aire 100 horizontale et passe par le premier bord de fuite BF1 au niveau de la première section d’emplanture 41, et un deuxième plan horizontal PH2, qui est horizontal et passe par le deuxième bord d’attaque BA2 de la deuxième section d’emplanture 51. La hauteur est considérée positive lorsque le deuxième plan horizontal est au-dessus du premier plan horizontal. Selon un autre aspect le premier tronçon aérodynamique 40 présente un dièdre positif compris entre 0° et 60°, le deuxième tronçon aérodynamique 50 présentant un dièdre négatif compris entre 0° et -60°. Un angle de dièdre est usuellement noté positivement lorsque le tronçon concerné tend à s’élever en s’éloignant de son emplanture. Les angles des dièdres peuvent être mesurés par exemple par rapport aux lignes de quart de corde évoquées précédemment. Selon un autre aspect, en présence d’un tronçon de raccordement 60, le tronçon de raccordement 60 peut être vertical ou quasi-vertical. Ce tronçon de raccordement 60 s’étend alors dans un plan incliné PINC allant de la première section d’extrémité 42 à la deuxième section d’extrémité 52. Par exemple, ce plan incliné PINC présente une inclinaison PREF inférieure ou égale à 30° avec un axe vertical PREF lorsque l’aéronef 1 repose sur une aire horizontale 100. Selon l’exemple illustré avec des pointillés sur la FIG. 4 , le tronçon de raccordement 60 est incurvé et présente une courbure moyenne variant entre 0.02 fois le diamètre rotor D inclus et 0.4 fois le diamètre rotor D inclus. Selon un autre aspect et en référence à la FIG. 5 , la deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique 50 au niveau de la deuxième section d’emplanture 51 est positionnée en azimut par rapport à l’axe rotor AX dans une plage angulaire DTHETA allant de -30° inclus à +180° inclus, avec une position POS0 à 0° atteinte en regard horizontalement du point du rotor arrière 20 le plus éloigné longitudinalement de la poutre de queue 10 et une position POS90 à +90° située verticalement au-dessus d’une position à – 90°. La position POS0 est ainsi plus proche de l’extrémité arrière 3 de l’aéronef que la position POS180 atteinte à +180°. Par ailleurs, selon la réalisation des figures 3 à 5 le rotor arrière 20 est disposé dans une veine d’air 16 délimitée par la dérive 15. La deuxième section d’emplanture 51 du deuxième tronçon aérodynamique 50 d’un stabilisateur 30 selon l’invention est en outre agencée au-dessus de la veine d’air 16. De plus, le deuxième tronçon aérodynamique 50 présente un dièdre négatif et une flèche avant alors qu’au contraire le premier tronçon aérodynamique 40 présente un dièdre positif ainsi qu’une flèche arrière. Le premier tronçon aérodynamique 40 peut en outre être relié au deuxième tronçon aérodynamique 50 par le tronçon de raccordement 60. Enfin, la deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique 50 au niveau de la deuxième section d’emplanture 51 peut être positionnée en azimut par rapport à l’axe rotor AX dans une plage angulaire DTHETA allant de +90° inclus à +180° inclus. Selon les figures 3 à 5, l’aéronef 1 comporte deux stabilisateurs en tangage 31, 32 agencés de part et d’autre du plan vertical-longitudinal PVL. Par exemple, les deux stabilisateurs en tangage 31, 32 sont symétriques par rapport au plan vertical-longitudinal PVL. Selon la FIG. 6 , le système de stabilisation en tangage 25 comporte seulement un stabilisateur en tangage 31. Selon la FIG. 7 , le système de stabilisation en tangage 25 comporte un unique stabilisateur en tangage 31 disposé au niveau du premier côté 101, et une unique surface de stabilisation 33 disposée au niveau du deuxième côté 102. Quelle que soit la réalisation, la FIG. 8 illustre le fonctionnement d’un stabilisateur en tangage selon l’invention. Cette FIG. 8 présente un diagramme comprenant en ordonnée un angle de cabrage de l’aéronef 1, et en abscisse une vitesse d’avancement de l’aéronef 1. La courbe C1 illustre l’angle de cabrage obtenu avec un stabilisateur monoplan présentant une surface alaire donnée. La courbe C2 présente l’angle de cabrage obtenu avec un stabilisateur C2 ayant cette même surface alaire répartie entre le premier tronçon aérodynamique 40 et le deuxième tronçon aérodynamique 50. La courbe C3 illustre l’angle de cabrage qui serait obtenu avec le premier tronçon aérodynamique 40 seul et la courbe C4 illustre l’angle de cabrage qui serait obtenu avec le deuxième tronçon aérodynamique 50 seul. La courbe C1 présente une bosse d’assiette importante atteignant un maximum pour une vitesse de 20 nœuds. Par contre, le premier tronçon aérodynamique 40 et le deuxième tronçon aérodynamique 50 génèrent des bosses ayant d’une part des amplitudes plus faibles que celle de la courbe C1 mais aussi décalées en vitesses d’avancement. Ainsi, un stabilisateur en tangage multiplan selon l’invention tend à générer à basses vitesses un angle de cabrage maximal sensiblement plus faible qu’avec un stabilisateur monoplan usuel. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu’il n’est pas concevable d’identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention défini par les revendications. Par exemple, les réalisations des figures 3 à 6 pourraient comprendre un premier tronçon aérodynamique 40 relié directement au deuxième tronçon aérodynamique 50. A l’inverse la réalisation de la FIG. 7 pourrait comprendre un premier tronçon aérodynamique 40 relié au deuxième tronçon aérodynamique 50 par un tronçon de raccordement 60. Aéronef (1) à voilure tournante (7) muni d’une poutre de queue (10) portant une dérive (15), l’aéronef (1) comprenant un rotor arrière (20) porté par la dérive (15), le rotor arrière étant mobile en rotation autour d’un axe rotor (AX) et présentant un diamètre rotor (D), un plan vertical-longitudinal (PVL) passant par la poutre de queue (10) séparant transversalement un premier côté (101) d’un deuxième côté (102) de l’aéronef (1), l’aéronef (1) comprenant un système (25) de stabilisation en tangage qui est muni d’au moins un stabilisateur en tangage (30) qui s’étend du premier côté (101) ou du deuxième côté (102), ledit stabilisateur en tangage (30) comprenant un premier tronçon aérodynamique (40) et un deuxième tronçon aérodynamique (50), caractérisé en ce que le premier tronçon aérodynamique (40) s’étend en envergure à partir de la poutre de queue (10) d’une première section d’emplanture (41) jusqu’à une première section d’extrémité (42) et le deuxième tronçon aérodynamique (50) s’étend en envergure à partir de la dérive (15) d’une deuxième section d’emplanture (51) jusqu’à une deuxième section d’extrémité (52), la première section d’extrémité (42) étant reliée directement à la deuxième section d’extrémité (52) ou via un tronçon de raccordement (60). Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit aéronef (1) comporte deux dits stabilisateurs en tangage (31, 32) agencés de part et d’autre dudit plan vertical-longitudinal (PVL). Aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que les deux stabilisateurs en tangage (31, 32) sont symétriques par rapport au plan vertical-longitudinal (PVL). Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit aéronef (1) comporte un unique stabilisateur en tangage (31) disposé au niveau du premier côté (101), et une unique surface de stabilisation (33) disposée au niveau du deuxième côté (102). Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le premier tronçon aérodynamique (40) est agencé longitudinalement dans le premier tiers (13) de la poutre de queue (10) en partant de la dérive (15). Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu’une première ligne de quart de corde (YAC1) du premier tronçon aérodynamique (40) dans la première section d’emplanture (41) est séparée longitudinalement d’un plan rotor vertical-transversal (PVT) contenant l’axe rotor (AX) par une première distance longitudinale (L1) comprise entre 0.7 fois le diamètre rotor (D) et le double du diamètre rotor (D). Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu’une deuxième ligne de quart de corde (YAC2) du deuxième tronçon aérodynamique (50) dans la deuxième section d’emplanture (51) est séparée longitudinalement d’un plan rotor vertical-transversal (PVT) contenant l’axe rotor (AX) par une deuxième distance longitudinale (L2) comprise entre 0.6 fois le diamètre rotor (D) inclus et le diamètre rotor (D) inclus. Aéronef selon l’une quelconque des revendications1 à 7, caractérisé en ce qu’une deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique (50) au niveau de la deuxième section d’emplanture (51) est positionnée en azimut par rapport à l’axe rotor (AX) dans une plage angulaire (DTHETA) allant de -30° inclus à +180° inclus, avec une position (POS0) à 0° atteinte en regard horizontalement du point du rotor arrière (20) le plus éloigné longitudinalement de la poutre de queue (10) et une position (POS90) à +90° située verticalement au-dessus d’une position à – 90°. Aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que le rotor arrière (20) est disposé dans une veine d’air (16) délimitée par la dérive (15), la deuxième section d’emplanture du deuxième tronçon aérodynamique (50) étant agencée au moins partiellement au-dessus de la veine d’air (16), le deuxième tronçon aérodynamique (50) présentant un dièdre négatif et une flèche avant, le premier tronçon aérodynamique (40) présentant un dièdre positif ainsi qu’une flèche arrière et étant relié au deuxième tronçon aérodynamique par le tronçon de raccordement (60), la deuxième ligne de quart de corde du deuxième tronçon aérodynamique (50) au niveau de la deuxième section d’emplanture (51) étant positionnée en azimut par rapport à l’axe rotor (AX) dans une plage angulaire (DTHETA) allant de +90° inclus à +180° inclus. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la première section d’extrémité (42) étant reliée à la deuxième section d’extrémité (52) via le tronçon de raccordement (60), le tronçon de raccordement (60) est incurvé et présente une courbure moyenne variant entre 0.02 fois le diamètre rotor (D) inclus et 0.4 fois le diamètre rotor (D) inclus. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que la première section d’extrémité (42) étant reliée à la deuxième section d’extrémité (52) via le tronçon de raccordement (60), le tronçon de raccordement (60) s’étend dans un plan incliné (PINC), ce plan incliné (PINC) allant de la première section d’extrémité (42) à la deuxième section d’extrémité (52), ce plan incliné (PINC) présentant une inclinaison (PREF) inférieure ou égale à 30° par rapport à un axe vertical lorsque l’aéronef (1) repose sur une aire horizontale (100). Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que le premier tronçon aérodynamique (40) et le deuxième tronçon aérodynamique (50) présentent un taux d’effilement compris entre 0.6 inclus et 1.2 inclus, le premier tronçon aérodynamique (40) et le deuxième tronçon aérodynamique (50) ayant une corde qui varie en s’éloignant de l’ensemble poutre de queue/dérive linéairement ou de manière non-linéaire ou linéairement par segment. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que le premier tronçon aérodynamique (40) présente une flèche arrière avec un angle de flèche (F1) compris entre 10° inclus et 60° inclus, le deuxième tronçon aérodynamique (50) présentant une flèche avant avec un angle de flèche (F2) compris entre -10° inclus et -60° inclus. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à13, caractérisé en ce que le premier tronçon aérodynamique (40) présente un dièdre positif compris entre 0° inclus et 60° inclus, le deuxième tronçon aérodynamique (50) présentant un dièdre négatif compris entre 0° inclus et -60° inclus. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à14, caractérisé en ce qu’un bord de fuite (BF1) au niveau de la première section d’emplanture (41) est séparé : i) longitudinalement et vu de dessus d’un bord d’attaque (BA2) au niveau de la deuxième section d’emplanture (51) d’une distance longitudinale (DIS) comprise entre 0.5m inclus et 2.5m inclus, et ii) verticalement et vu à partir d’une position en arrière de l’aéronef d’une hauteur (H) comprise entre -1m inclus et 2m inclus en partant du premier tronçon aérodynamique (40) et en considérant que la hauteur est positive lorsque le deuxième tronçon aérodynamique est présent dans un plan horizontal situé au-dessus du premier tronçon aérodynamique (40) lorsque l’aéronef (1) repose sur une aire horizontale (100).