FR 3075169 A1 20190621 FR 1762408 A 20171219 DOMAINE TECHNIQUE La presente invention concerne un avion a configuration aerodynamique evolutive en vol. ETAT DE LA TECHNIQUE La presente invention s'applique a un avion, en particulier un avion de transport, qui comporte notamment un fuselage, deux ailes, au moins deux moteurs agences de part et d'autre d'un plan vertical de symetrie de l'avion, et des empennages arriere, horizontal et vertical, mettant en oeuvre des fonctions usuelles de stabilite et de controle de ('attitude et de la trajectoire de l'avion. On sait qu'en general, l'empennage horizontal d'un avion comprend une partie fixe et une partie mobile representant une gouverne de profondeur, et l'empennage vertical comprend une partie fixe et une partie mobile representant une gouverne de direction. Une telle architecture usuelle d'avion a empennages (horizontal et vertical) arriere, presente des inconvenients. En particulier : - en vol en croisiere de l'avion, l'empennage vertical arriere contribue peu a l'aerodynamisme de l'avion et apporte du poids et de la trainee pour aucun avantage aerodynamique, economique ou de s6curit6. Cet empennage vertical arriere est utilise, principalement, durant les phases de decollage et d'atterrissage, lorsque des changements rapides dans la direction peuvent apparaitre. II est egalement tress important lors d'un arrest subit d'un moteur au cours du decollage. La gouverne de direction est alors activee par le pilote pour agir contre le desequilibre de poussee. Par consequent, l'empennage vertical arriere est uniquement utilise pendant de courtes *lodes de temps durant le vol, Bien qu'il presente une surface importante, generalement de l'ordre de 10% de la surface d'aile ; et 1 2 - l'empennage horizontal arriere a pour but de contrecarrer a la fois le moment de tangage nature! des ailes, et la position du centre de gravite localise a ('avant du centre de sustentation des ailes. Le plan horizontal arriere exerce une force vers le bas pour maintenir l'avion stable et en equilibre lors d'un vol. 5 II en decoule une perte d'efficacit6 a la fois aerodynamique et economique. L'empennage horizontal arriere ne participe pas a la portance de l'avion. Au contraire, it la degrade d'environ 5 %, tout en representant de 15 % a 20 % de la surface d'aile. La configuration d'un tel avion, qui est figee, n'est donc pas optimale 10 dans toutes les phases de vol. Dans le cadre de la presente invention, la configuration de l'avion depend notamment des caracteristiques de l'empennage arriere et de la position du centre de gravite de l'avion. 15 EXPOSE DE L'INVENTION La presente invention a pour objet de remedier a cet inconvenient. Pour ce faire, elle concerne un avion, en particulier un avion de transport, qui presente un axe longitudinal et qui comporte au moins un fuselage, deux 20 ailes, des moteurs, un empennage arriere comprenant un empennage horizontal pourvu de deux extremites d'empennage, et au moins un premier ensemble de reservoirs de carburant. Selon ('invention, !edit avion comporte au moins un second ensemble de reservoirs de carburant, decale par rapport audit premier ensemble de 25 reservoirs de carburant au moins selon l'axe longitudinal, et au moins un systeme de transfert de carburant configure pour pouvoir transferer, au moins en vol, du carburant de l'un a l'autre desdits premier et second ensembles de reservoirs de carburant, et lesdites extremites d'empennage sont montees de maniere a pouvoir etre pivotees, au moins en vol, par rapport audit 30 empennage horizontal. 3 Ainsi, grace a la capacite a la fois de deplacer du carburant longitudinalement (entre les deux ensembles de reservoirs de carburant) et de faire pivoter les extremites d'empennage, lors d'un vol, on dispose d'une possibilite de faire evoluer la configuration de l'avion en vol. Comme precise 5 ci-dessous, ceci permet notamment d'adapter la configuration de l'avion a la phase de vol courante, afin de tirer profit des differents elements de ('empennage arriere (et ceci de manieres diff6renci6es) lors des diverses phases de vol. Avantageusement, !edit systeme de transfert de carburant est apte a 10 etre commande et it est configure pour pouvoir amener, au moins en vol, du carburant de l'un a l'autre desdits premier et second ensembles de reservoir de carburant afin d'obtenir, alternativement, l'un ou l'autre des deux etats de remplissage suivants : - un premier etat de remplissage, dans lequel le centre de gravite de l'avion 15 est situe vers ('avant de l'avion par rapport au centre de sustentation (des ailes) ; et - un second etat de remplissage, dans lequel le centre de gravite de l'avion est situe vers l'arriere de l'avion par rapport au centre de sustentation. En outre, de fawn avantageuse, l'avion comporte egalement au 20 moins un mecanisme de pivotement apte a etre commande et configure pour pouvoir amener chacune des deux extremites d'empennage, au moins en vol, alternativement dans l'une ou l'autre des deux positions stables suivantes : - une premiere position dite repliee, dans laquelle les deux extremites d'empennage sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan 25 general dudit empennage horizontal de maniere a former un empennage vertical ; et - une seconde position dite deployee, dans laquelle les deux extremites d'empennage sont agencees sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal de maniere a former avec l'empannage horizontal une 30 surface d'empennage horizontal augmentee. 4 Dans le cadre de la presente invention, le systeme de transfert de carburant et le mecanisme de pivotement peuvent etre realises de differentes manieres. Avantageusement, le systeme de transfert de carburant comporte au 5 moins un dispositif de pompage. De fagon avantageuse, ledit premier ensemble de reservoirs de carburant comprend : - au moins un reservoir de carburant agence dans l'une desdites ailes de l'avion ; et 10 - au moins un reservoir de carburant agence dans l'autre desdits ailes de l'avion. En outre, en complement ou en variante, avantageusement, ledit premier ensemble de reservoirs de carburant comprend au moins un reservoir de carburant agence dans le fuselage de l'avion, longitudinalement au niveau 15 de l'emplanture des ailes sur le fuselage. Par ailleurs, de fagon avantageuse, l'empennage horizontal comporte deux parties d'empennage agencees de part et d'autre d'un axe vertical de symetrie de l'avion, et ledit second ensemble de reservoirs de carburant comprend : 20 - au moins un reservoir de carburant agence dans l'une desdites parties d'empennage de l'empennage horizontal ; et - au moins un reservoir de carburant agence dans l'autre desdites parties d'empennage de l'empennage horizontal. En outre, en complement ou en variante, avantageusement, ledit 25 second ensemble de reservoirs de carburant comprend au moins un reservoir agence dans le fuselage de l'avion, longitudinalement au niveau de l'extremite avant de l'empennage arriere de l'avion. La pr6sente invention concerne egalement un procede de modification en vol d'une configuration d'un avion, ledit avion comportant au 30 moins un fuselage, deux ailes, des moteurs, un empennage arriere comprenant un empennage horizontal pourvu de deux extremites 5 d'empennage, et au mains des premier et second ensembles de reservoirs de carburant, ainsi qu'au mains un systeme de transfert de carburant configure pour pouvoir transferer du carburant de l'un a l'autre desdits premier et second ensembles de reservoirs de carburant, lesdites extremites 5 d'empennage etant montees de maniere a pouvoir etre pivotees par rapport audit empennage horizontal. SeIon ('invention, !edit procede de modification de la configuration de l'avion comprend : - au mains une premiere etape consistant, d'une part, a transferer du 10 carburant de maniere a amener lesdits premier et second ensembles de reservoirs de carburant dans un premier etat de remplissage dans lequel le centre de gravite de l'avion est situe vers ('avant de l'avion par rapport au centre de sustentation, et d'autre part, a amener lesdites extremites d'empennage dans une position dite repliee dans laquelle lesdites extremites 15 d'empennage sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal ; et - au mains une seconde etape consistant, d'une part, a transferer du carburant de maniere a amener lesdits premier et second ensembles de reservoirs de carburant dans un second etat de remplissage, dans lequel le 20 centre de gravite de l'avion est situe vers l'arriere de l'avion par rapport au centre de sustentation, et d'autre part, a amener lesdites extremites d'empennage dans une position dite deployee dans laquelle lesdites extremites d'empennage sont agenc6es sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal, 25 lesdites premiere et seconde etapes etant mises en oeuvre au mains lors d'un vol de l'avion. De fagon avantageuse, ladite premiere etape est mise en oeuvre, au mains, lors d'une phase de decollage de l'avion et/ou lors d'une phase d'atterrissage de l'avion, et ladite seconde etape est mise en oeuvre, au 30 mains, lors d'une phase de vol en croisiere de l'avion. Ainsi : 6 - durant les phases de decollage et d'atterrissage, la configuration de l'avion est classique, avec les extremites d'empennage agencees verticalement aux extremites de l'empennage horizontal. De plus, comme par l'etat de remplissage genere, le centre de gravite de l'avion est situe a ('avant du 5 centre de sustentation, l'empennage horizontal (arriere) exerce une force vers le bas pour maintenir ('ensemble de l'avion en equilibre ; - durant la ou les phases de vol en croisiere, l'etat de remplissage des premier et second ensembles de reservoirs de carburant est modifie de maniere a entrainer un deplacement vers l'arriere du centre de gravite, qui se trouve 10 alors a l'arriere du centre de sustentation principal de l'avion. L'empennage horizontal ainsi que les extremites d'empennage (amenees dans la position deployee) deviennent une surface de portance et participent a la portance de l'avion. 15 BREVE DESCRIPTION DES FIGURES Les figures annexees feront bien comprendre comment ('invention peut etre realisee. Sur ces figures, des references identiques designent des elements semblables. Plus particulierement : 20 - la figure 1 est une vue schematique, en perspective, d'un avion dans une premiere configuration ; - la figure 2 est une vue schematique, en perspective, d'un avion dans une seconde configuration ; - les figures 3A, 3B et 3C illustrent schematiquement des vues en plan de 25 l'avion se trouvant dans la configuration de la figure 1, respectivement en vue du dessus, en vue partielle de devant, et en vue laterale ; - les figures 4A, 4B et 4C illustrent schematiquement des vues en plan de l'avion se trouvant dans la configuration de la figure 2, respectivement en vue du dessus, en vue partielle de devant, et en vue laterale ; et 30 - la figure 5 est le schema synoptique d'un procede de modification de la configuration d'un avion. DESCRIPTION DETAILLEE Les figures 1 et 2 montrent un avion 1, par exemple un avion de transport, presentant un axe longitudinal L, qui est represents 5 schematiquement dans un mode de realisation particulier. Pour faciliter la description, on a represents sur la figure 1 un repere avion R usuel, comprenant trois directions principales, a savoir : - une direction X dite longitudinale, parallele a l'axe longitudinal L de l'avion 1 ; - une direction Z dite verticale, perpendiculaire a la direction longitudinal X, le 10 plan XZ formant un plan vertical de symetrie de l'avion 1 ; et - une direction Y dite laterale, perpendiculaire audit plan XZ. Sur la figure 1, on a egalement represents un sens E de vol de l'avion 1. Dans la description suivante, les termes 0 avant » et 0 arriere » sont Minis par rapport au sens E (c'est-a-dire vers ('avant ou vers l'arriere de ('avion 1). 15 De merle, les termes 0 haut » et 0 bas » sont Minis par rapport au sens illustre par la fleche Z (c'est-a-dire vers le haut ou vers le bas de ('avion 1). Cet avion 1 comporte, comme represents notamment sur la figure 1 : - un fuselage 2 allonge, d'axe longitudinal correspondant a l'axe longitudinal L; 20 - deux ailes 3 et 4 fixees sur le fuselage 2, de part et d'autre du fuselage 2 a des emplantures 3A et 4A ; - au moins deux moteurs 5 et 6 agences respectivement sous les ailes 3 et 4 de part et d'autre du plan vertical de symetrie XZ de l'avion 1. Par moteur 5, 6, on entend a chaque fois ('ensemble forme des organes moteurs et d'une 25 nacelle associee le cas echeant ; et - un empennage arriere 7 comprenant un empennage horizontal 8 pourvu de deux extremites d'empennage 9 et 10. Dans l'exemple represents sur la figure 1, ('empennage horizontal 8 est forme de deux parties d'empennage 11 et 12, de forme generale 30 sensiblement plane, qui sont fixees de part et d'autre du fuselage 2 a proximite de la queue 13 de l'avion 1. Les extremites d'empennage 9 et 10 7 8 sont agencees, respectivement, aux extremites libres desdites parties d'empennage 11 et 12. Les extremites d'empennage 9 et 10 representent des surfaces de forme generale sensiblement plane. Les parties d'empennage 11 et 12 et les extremites d'empennage 9 et 10 peuvent etre pourvues de 5 gouvernes usuelles (non repr6sent6es). L'avion 1 comporte egalement un premier ensemble R1 de reservoirs de carburant, precise ci-dessous. Selon ('invention, et comme precise ci-apres : - l'avion 1 comporte egalement un second ensemble R2 de reservoirs de 10 carburant, decals par rapport audit premier ensemble R1 de reservoirs de carburant au moins selon l'axe longitudinal L, et au moins un systeme de transfert de carburant 14 (figures 3A et 4A). Ce systeme de transfert de carburant 14 est configure pour pouvoir transferer, au moins lors d'un vol de l'avion 1, du carburant de l'un vers l'autre desdits premier et second 15 ensembles R1 et R2 de reservoirs de carburant ; et - les extremites d'empennage 9 et 10 sont montees de maniere a pouvoir etre pivotees, egalement au mains lors d'un vol de l'avion 1, par rapport auxdites parties d'empennage 11 et 12 de ('empennage horizontal 8. Dans un mode de realisation particulier, comme represents 20 notamment sur les figures 1, 2, 3A et 4A, ('ensemble R1 comprend : - un reservoir de carburant R1A agence dans l'aile 3 (droite, dans le sens E de vol) de l'avion 1 ; - un reservoir de carburant R1C agence dans l'aile 4 (gauche, dans le sens E de vol) de l'avion 1 ; et 25 - un reservoir de carburant R1 B agence dans le fuselage 2 de l'avion 1, longitudinalement (c'est-a-dire selon l'axe longitudinal L) sensiblement au niveau des emplantures 3A et 4A (figure 2) des ailes 3 et 4 sur le fuselage 2. De preference, les reservoirs de carburant R1A et R1C sont agences sensiblement symetriquement par rapport a l'axe vertical XZ de symetrie de 30 l'avion 1. 9 En outre, dans un mode de realisation particulier, comme represents egalement sur les figures 1, 2, 3A et 4A, l'ensemble R2 comprend : - un reservoir de carburant R2A agence dans la partie d'empennage 11 (droite, dans le sens E de vol) de l'empennage horizontal 8 ; 5 - un reservoir de carburant R2C agence dans la partie d'empennage 12 (gauche, dans le sens E de vol) de l'empennage horizontal 8 ; et - un reservoir R2B agence dans le fuselage 2 de l'avion 1, vers l'arriere de l'avion 1, longitudinalement sensiblement au niveau de l'extremite avant de l'empennage arriere 7 de l'avion 1. 10 De preference, les reservoirs de carburant R2A et R2C sont agences sensiblement symetriquement par rapport a l'axe vertical XZ de symetrie de l'avion 1. Les reservoirs de carburant R1A, R1B et R1C de l'ensemble R1 sont agences (longitudinalement) vers ('avant sur l'avion 1, par rapport aux 15 reservoirs de carburant R2A, R2B et R2C de l'ensemble R2. Le systeme de transfert de carburant 14 (figures 3A et 4A) est configure pour pouvoir amener, au moins en vol, du carburant de l'un a l'autre desdits ensembles R1 et R2 de reservoirs de carburant afin d'obtenir, alternativement, l'un ou l'autre de deux etats de remplissage S1, S2. Le 20 systeme de transfert de carburant 14 est apte a etre commands, par exemple par un ordre regu d'un pilote de l'avion ou par un ordre regu d'un systeme de pilotage automatique de l'avion. A un instant donne, dans l'etat de remplissage S1, l'ensemble R1 (a savoir au moins certains des reservoirs de carburant R1A, R1B et R1C) 25 contient plus de carburant que dans l'etat de remplissage S2. Inversement, a un instant donne, dans l'etat de remplissage S1, l'ensemble R2 (a savoir au moins certains des reservoirs de carburant R2A, R2B et R2C) contient moins de carburant que dans l'etat de remplissage S2. Dans un mode de realisation particulier, les reservoirs de carburant R2A, R2B et RC2 peuvent etre 30 completement vides dans l'etat de remplissage S1. 10 L'etat dans lequel certains des reservoirs de carburant R1A, R1 B, R1C, R2A, R2B et R2C sont remplis de carburant est illustre par des hachures sur les figures 1, 2, 3A, et 4A notamment. L'etat de remplissage S1 (qui correspond a une premiere repartition 5 donnee du carburant entre les ensembles R1 et R2) est tel que le centre de gravite CG de l'avion 1 est situe vers ('avant de l'avion 1 par rapport au centre de sustentation CS (representant le point d'application de la portance generee par les ailes 3 et 4), comme represents sur les figures 3A et 3C. Sur la figure 3A, on a represents une fleche F1 illustrant la portance generee par les ailes 10 3 et 4 de l'avion 1, qui est dirigee a partir du centre de sustentation CS de l'avion 1 vers le haut. On a egalement represents sur cette figure 3C une fleche G1 illustrant le poids genere par la masse de l'avion 1, qui est dirigee a partir du centre de gravite CG de l'avion 1 vers le bas. Quant a l'etat de remplissage S2 (qui correspond a une seconde 15 repartition donnee du carburant entre les ensembles R1 et R2), it est tel que le centre de gravite CG de l'avion 1 est situe vers l'arriere de l'avion 1 par rapport au centre de sustentation CS, comme represents sur les figures 4A et 4C. Par ailleurs, l'avion 1 comporte egalement un mecanisme de 20 pivotement 15 (figures 3A, 4A et 4B). Ce mecanisme de pivotement 15 est apte a etre commands, par exemple par un ordre regu d'un pilote de l'avion ou par un ordre regu d'un systeme de pilotage automatique de l'avion. Le mecanisme de pivotement 15 est configure pour pouvoir amener ('ensemble des deux extremites d'empennage 9 et 10, lors d'un vol de l'avion 25 1 et egalement au sol, alternativement dans l'une ou l'autre de deux positions P1 et P2 stables. La position P1 dite repliee, est telle que les deux extremites d'empennage 9 et 10 sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general forme par !edit empennage horizontal 8 (ou ses deux parties 30 d'empennage 11 et 12), comme represents sur la figure 1 et les figures 3A a 3C. Ce plan general peut etre sensiblement parallele a un plan XY. Dans cette 11 position repliee P1, les deux extremites d'empennage 9 et 10, de forme generale plane, sont sensiblement paralleles au plan XZ. Dans cette position repliee P1, les deux extremites d'empennage 9 et 10 forment ainsi, ensemble, un empennage vertical arriere et elles sont aptes a remplir les fonctions 5 usuelles d'un empennage vertical d'avion. Dans cette position repliee P1, l'empennage arriere 7 comporte donc un empennage horizontal 8 et un empennage vertical forme des extremites d'empennage 9 et 10. En outre, la position P2 dite deployee, est telle que les deux extremites d'empennage 9 et 10 sont agencees sensiblement dans le plan 10 general forme par !edit empennage horizontal 8 (ou ses deux parties d'empennage 11 et 12), comme represents sur la figure 2 et les figures 4A a 4C. Dans cette position deployee P1, les deux extremites d'empennage 9 et 10 forment avec l'empennage horizontal 8 une surface d'empennage horizontal augmentee 16. Grace a cette surface d'empennage horizontal 15 augmentee 16, l'avion 1 dispose d'une surface globale plus importante et donc plus efficace pour mettre en oeuvre des fonctions usuelles d'un empennage horizontal d'avion et surtout pour participer a la portance, comme precise ci-dessous. Dans l'exemple des figures 1 et 3A a 3C, l'avion 1 se trouve dans une 20 premiere configuration C1, dans laquelle les ensembles R1 et R2 sont dans l'etat de remplissage S1 et les extremites d'empennage 9 et 10 sont dans la position repliee P1. Cette configuration C1 de l'avion qui est classique, est utilisee de preference durant les phases de decollage et d'atterrissage de l'avion 1, 25 comme precise ci-dessous. Le centre de gravite CG est situe a ('avant du centre de sustentation CS, et l'empennage horizontal 8 exerce une force vers le bas, comme illustre par une fleche G2 sur la figure 3C a partir d'un point d'application CO situe au niveau de la queue 13 de l'avion 1 (ou comme montre par une fleche G3 pour la partie d'empennage 12 sur la figure 3B) 30 pour maintenir ('ensemble de l'avion 1 en equilibre. L'equilibre est obtenu par 12 la combinaison des differentes forces illustrees par les fleches G1, G2 et F1. La fleche F1A sur la figure 3B montre la portance generee par l'aile 4. Par ailleurs, dans l'exemple des figures 2 et 4A a 4C, l'avion 1 se trouve dans une seconde configuration C2, dans laquelle les ensembles R1 et 5 R2 sont dans l'etat de remplissage S2 et les extremites d'empennage 9 et 10 sont dans la position deploy& P2. Cette configuration C2 de l'avion 1 est utilisee, de preference, durant un vol en croisiere. La stabilite en lacet n'est pas aussi critique durant les phases de croisiere que dans les phases de decollage et d'atterrissage. 10 L'avion peut, en outre, comporter des surfaces de controle mobiles (non representees) agencees sur les ailes 3 et 4 et/ou sur l'empennage arriere 7, pour realiser automatiquement une correction additionnelle en lacet. Dans cette configuration C2, le centre de gravite CG est situe a l'arriere du centre de sustentation CS, et l'empennage horizontal 8 exerce une 15 force vers le haut, comme illustre par une fleche F2 sur la figure 4C a partir du point d'application CO situe au niveau de la queue 13 de l'avion 1 (ou comme montre par une fleche F3 pour la partie d'empennage 12 sur la figure 4B) pour apporter une portance additionnelle, et ceci a l'aide d'une surface agrandie (a savoir ladite surface d'empennage horizontal agrandie 16). 20 Dans le cadre de la presente invention, le systeme de transfert de carburant 14 et le mecanisme de pivotement 15 peuvent etre realises de differentes manieres, permettant de mettre en oeuvre les fonctions de transfert et de pivotement. Dans un mode de realisation prefers, le systeme de transfert de 25 carburant 14 comporte un dispositif de pompage 17 represents schematiquement sur les figures 3A et 4A. Dans l'exemple represents sur les figures, les moteurs 5 et 6 sont agences sous les ailes 3 et 4 de l'avion 1. En variante (non representee), les moteurs peuvent egalement etre agences sur le fuselage 2 de l'avion 1. 30 La presente invention s'applique aussi bien a un avion dont les moteurs 5 et 6 sont des turboreacteurs ( > en anglais) ou des 13 turbopropulseurs ( > en anglais), 5 avec une simple propulsion ou une propulsion contrarotative sur chaque ensemble mat/moteur. La pr6sente invention concerne egalement un procede de modification de la configuration d'un avion 1 tel que celui decrit ci-dessus. Ce procede comprend, comme represente sur la figure 5 : 10 - une etape El consistant a amener l'avion 1 dans la configuration Cl (figures 1 et 3A a 3C). Pour ce faire, cette etape El consiste : - d'une part, a transferer le cas &I-leant du carburant de l'ensemble R2 vers l'ensemble R1 de maniere a amener les ensembles R1 et R2 dans l'etat de remplissage S1 represente sur les figures 1 et 3A a 3C, a l'aide du systeme 15 de transfert de carburant 14, et ceci a partir de l'etat de remplissage S2 represente sur les figures 2 et 4A a 4C, en realisant un transfert de carburant dans le sens illustre schematiquement par une fleche A2 sur les figures 2 et 4A. Lors du decollage de l'avion, les ensembles R1 et R2 peuvent etre initialement dans l'etat de remplissage Sl, avec les reservoirs 20 R2A, R2B et R2C vides ; et - d'autre part, a amener les extremites d'empennage 9 et 10 dans la position repliee P1 representee sur les figures 1 et 3A a 3C, a l'aide du mecanisme de pivotement 15, a partir de la position deployee P2 representee sur les figures 2 et 4A a 4C, dans le sens illustre par des 25 fleches B2 sur les figures 2 et 4B ; - une etape E2 consistant a amener l'avion 1 dans la configuration C2 (figures 2 et 4A a 4C). Pour ce faire, cette etape E2 consiste : - d'une part, a transferer du carburant de l'ensemble R1 vers l'ensemble R2 de maniere a amener les ensembles R1 et R2 dans l'etat de remplissage 30 S2 represente sur les figures 2 et 4A a 4C, a l'aide du systeme de transfert de carburant 14, et ceci a partir de l'etat de remplissage S1 represente sur 14 les figures 1 et 3A a 3C, en realisant un transfert de carburant dans le sens illustre schematiquement par une fleche Al sur les figures 1 et 3A ; et - d'autre part, a amener les extremites d'empennage 9 et 10 dans la position deployee P2 representee sur les figures 2 et 4A a 4C, a l'aide du 5 mecanisme de pivotement 15, a partir de la position repliee P1 representee sur les figures 1 et 3A a 3C, dans le sens illustre par des fleches B1 sur les figures 1 et 3B. Les etapes El et E2 sont mises en oeuvre, alternativement, lors d'un vol de l'avion 1. Le passage de l'une a l'autre de ces etapes El et E2, pour 10 changer la configuration de l'avion 1, peut etre commande et realise plusieurs fois au cours d'un merle vol. La commande de modification de configuration (ou d'activation de l'une ou l'autre des etapes El et E2), peut etre generee par un pilote de l'avion ou par un systeme de pilotage automatique de l'avion. L'etape El est mise en oeuvre, au moins, lors d'une phase de 15 decollage de l'avion et/ou lors d'une phase d'atterrissage de l'avion, et l'etape El est mise en oeuvre, au moins, lors d'une phase de vol en croisiere de l'avion. En changeant la configuration de l'avion et la position du centre de gravite durant le vol, on est ainsi en mesure d'augmenter l'efficacite 20 aerodynamique de l'avion 1, et de reduire la consommation de carburant. En outre, l'avion 1, tel que decrit ci-dessus, est en mesure, lorsqu'il se trouve dans la configuration C2, de voler a une altitude plus elevee que les altitudes de vol en croisiere maximales usuelles. L'avion 1, tel que decrit ci-dessus, presente de nombreux autres 25 avantages. En particulier, par la capacite de faire pivoter les parties d'empennage 9 et 10 : - la surface de portance de l'avion 1 peut etre augmentee, par exemple d'environ 10 %, avec une penalite en masse faible due au systeme de 30 transfert de carburant 14 et au systeme de pivotement 15 ; 15 - une reduction de la consommation de carburant est obtenue. En vol en croisiere, ('empennage arriere 7 genere en effet, a l'aide des parties d'empennage 11 et 12 et des extremites d'empennage 9 et 10, une force de portance, et l'avion peut voler a une attitude plus elevee ; 5 - pour une merle altitude et une merle vitesse, la trainee globale est reduite en raison de la reduction du coefficient de portance global sur la surface portante, ce qui permet d'economiser du carburant ; - ('augmentation de surface par le deploiement des parties d'empennage 9 et 10, permet de voler a une altitude plus elevee, sans augmentation de 10 puissance et sans augmentation de la surface de l'aile principale formee par les ailes 3 et 4 (et donc sans augmentation de masse) ; - les parties d'empennage 9 et 10 (formant, en position repliee, un empennage vertical arriere) deviennent une surface de portance lorsqu'elles sont deployees durant la phase de vol en croisiere ; et 15 - le plan horizontal arriere 7 complet devenant une surface de portance et non une surface appliquant une force vers le bas, REVENDICATIONS1. Avion comportant au moins un fuselage (2), deux ailes (3, 4), des moteurs (5, 6), un empennage arriere (7) comprenant un empennage horizontal (8) pourvu de deux extremites d'empennage (9, 10), et au moins un premier ensemble (R1) de reservoirs de carburant (R1A, R1 B, R1C), ledit avion (1) presentant un axe longitudinal (L), caracterise en ce qu'il comporte au moins un second ensemble (R2) de reservoirs de carburant (R2A, R2B, R2C), decale par rapport audit premier ensemble (R1) de reservoirs de carburant (R1A, R1 B, R1C) au moins selon l'axe longitudinal (L), et au moins un systeme de transfert de carburant (14) configure pour pouvoir transferer, au moins en vol, du carburant de l'un a l'autre desdits premier et second ensembles (R1, R2) de reservoirs de carburant, et en ce que lesdites extremites d'empennage (9, 10) sont montees de maniere a pouvoir etre pivotees, au moins en vol, par rapport audit empennage horizontal (8). 2. Avion selon la revendication 1, ledit avion (1) presentant un centre de gravite (CG) et un centre de sustentation (CS), caracterise en ce que le systeme de transfert de carburant (14) est apte a etre commande et it est configure pour pouvoir amener, au moins en vol, du carburant de l'un a l'autre desdits premier et second ensembles (R1, R2) de reservoir de carburant af in d'obtenir, alternativement, l'un ou l'autre des deux etats de remplissage (S1, S2) suivants : - un premier etat de remplissage (S1), dans lequel le centre de gravite (CG) de ('avion (1) est situe vers ('avant de ('avion (1) par rapport au centre de sustentation (CS) ; et - un second etat de remplissage (S2), dans lequel le centre de gravite (CG) de ('avion (1) est situe vers l'arriere de ('avion (1) par rapport au centre de sustentation (CS). 3. Avion selon l'une des revendications 1 et 2, 17 caracterise en ce qu'il comporte au moins un mecanisme de pivotement (15) apte a etre commande et configure pour pouvoir amener chacune des deux extremites d'empennage (9, 10), au moins en vol, alternativement dans l'une ou l'autre des deux positions (P1, P2) stables suivantes : 5 - une premiere position (P1) dite repliee, dans laquelle les deux extremites d'empennage (9, 10) sont agencees sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal (8) de maniere a former un empennage vertical ; et - une seconde position (P2) dite deployee, dans laquelle les deux extremites 10 d'empennage (9, 10) sant agencees sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal (8) de maniere a former avec l'empannage horizontal (8) une surface d'empennage horizontal augmentee (16). 4. Avion selon la revendication 2, caracterise en ce que le systeme de transfert de carburant (14) comporte au 15 moins un dispositif de pompage (17). 5. Avion selon l'une quelconque des revendications precedentes, caracterise en ce que ledit premier ensemble (R1) de reservoirs de carburant comprend : - au moins un reservoir de carburant (R1A) agence dans l'une (3) desdites 20 ailes (3, 4) de l'avion ; et - au moins un reservoir de carburant (R1 C) agence dans l'autre (4) desdits ailes (3, 4) de l'avion (1). 6. Avion selon l'une quelconque des revendications precedentes, caracterise en ce que ledit premier ensemble (R1) de reservoirs de carburant 25 comprend au moins un reservoir de carburant (R1 B) agence dans le fuselage 2 de l'avion (1), longitudinalement au niveau de l'emplanture (3A, 3B) des ailes (3, 4) sur le fuselage (2). 7. Avion selon l'une quelconque des revendications precedentes, caracterise en ce que ledit empennage horizontal (8) comprend deux parties 30 d'empennage (11, 12) agencees de part et d'autre d'un axe vertical de 18 symetrie de l'avion (1), et en ce que ledit second ensemble (R2) de reservoirs de carburant comprend : - au moins un reservoir de carburant (R2A) agence dans l'une (11) desdites parties d'empennage (11, 12) de l'empennage horizontal (8) ; et 5 - au moins un reservoir de carburant (R2C) agence dans l'autre (12) desdites parties d'empennage (11, 12) de l'empennage horizontal (8). 8. Avion selon l'une quelconque des revendications precedentes, caracterise en ce que ledit second ensemble (R2) de reservoirs de carburant comprend au moins un reservoir (R2B) agence dans le fuselage (2) de l'avion 10 (1), longitudinalement au niveau de l'extremite avant de l'empennage arriere (7) de l'avion (1). 9. Procede de modification en vol d'une configuration d'un avion (1), ledit avion (1) comportant au moins un fuselage (2), deux ailes (3, 4), des moteurs (5, 6), un empennage arriere (7) comprenant un empennage 15 horizontal (8) pourvu de deux extremites d'empennage (9, 10), et au moins des premier et second ensembles (R1, R2) de reservoirs de carburant, ainsi qu'au moins un systeme de transfert de carburant (14) configure pour pouvoir transferer du carburant de l'un a l'autre desdits premier et second ensembles (R1, R2) de reservoirs de carburant, lesdites extremites d'empennage (9, 10) 20 etant montees de maniere a pouvoir etre pivotees par rapport audit empennage horizontal (8), procede caracterise en ce qu'il comprend : - au moins une premiere etape (El ) consistant, d'une part, a transferer du carburant de maniere a amener lesdits premier et second ensembles (R1, R2) 25 de reservoirs de carburant dans un premier etat de remplissage (S1) dans lequel le centre de gravite (CG) de l'avion (1) est situe vers ('avant de l'avion (1) par rapport au centre de sustentation (CS), et d'autre part, a amener lesdites extremites d'empennage (9, 10) dans une position (P1) dite repliee dans laquelle lesdites extremites d'empennage (9, 10) sont agencees 30 sensiblement orthogonalement a un plan general dudit empennage horizontal (8) ; et 19 - au moins une seconde etape (E2) consistant, d'une part, a transferer du carburant de maniere a amener lesdits premier et second ensembles (R1, R2) de reservoirs de carburant dans un second etat de remplissage (S2), dans lequel le centre de gravite (CG) de l'avion (1) est situ6 vers l'arriere de l'avion 5 (1) par rapport au centre de sustentation (CS), et d'autre part, a amener lesdites extremites d'empennage (9, 10) dans une position (4) dite deployee dans laquelle lesdites extremites d'empennage (9, 10) sont agencees sensiblement dans le plan general dudit empennage horizontal (8), lesdites premiere et seconde etapes (E1, E2) etant mises en oeuvre 10 alternativement au moins lors d'un vol de l'avion (1). 10. Procede selon la revendication 9, caracterise en ce que ladite premiere etape (El ) est mise en oeuvre, au moins, lors d'une phase de decollage de l'avion (1) et/ou lors d'une phase d'atterrissage de l'avion (1), et en ce que ladite seconde etape (E2) est mise 15 en oeuvre, au moins, lors d'une phase de vol en croisiere de l'avion (1).