FR 2272893 A1 19751226 FR 7508295 A 19750317 La présente inventIon concerne les aéronefs à moteur. Plus précisément, elle concerne un aéronef à moteur qui comprend, en avant de sa surface aérodynamique principale de voilure, assurant la pcrtance, deux ailes avant disposées latéralement et symétriquement et qui peuvent tourner autour dtaxes si bien que, lorsque l'aéronef est en vol, la rotation des ailes auxiliaires provoque l'application d'un moment de tangage à l'aéronef ; un dispositif commande automatiquement la rotation des ailes auxiliaires donc l'importance des mo ments de tangage créés dans ltaérone, en fonction des variations de l'inclinaison de l'.aéronef, si bien que la stabilité statique de l'aéronef est améliorée. Le dispositif de commande de la rotation des ailes auxiliaires comprend de préférence un volet externe, monté sur chaque aile auxiliaire et libre de tourner dans le courant d'air, par rapport à l'aile auxiliaire associée, à la manière d'une girouette, si bien que, à tout moment, l'écart angulaire entre le volet externe et le fuselage de aéronef est une mesure de l'angle d'incidence ou inclinaison de l'aéronef par rapport au courant dlair ; le dispositif de commande comprend aussi un capteur de ce déplacement angulaire, et un dispositif dtasservissement associé à l'aile avant et commandé en fonction du signal du capteur de manière que l'aile auxiliaire associée tourne par rapport au fuselage d'une quantité et dans un sens tels que la condition de stabilité statique est améliorée. Chaque volet externe de mesure drinclinaison est de préférence couplé à l'entrée du dispositif d'asservissement de l'aile associée par une tringlerie mécanique. Ainsi, 1'invention concerne une configuration d'aéro- nef dans laquelle ltempennage classique est remplacé par un ensemble d'ailes auxiliaires avant rotatives, et un dispositif, par exemple des volets externes d'inclinaison associés aux vérins de commande des ailes auxiliaires, compense l'ins- tabilité statique drune telle configuration dans le cas où le centre de gravité se trouve au centre de poussée de la surface aérodynamique principale assurant la portance ou au voisinage de ce centre. D'autres caractéristiques et avantages de t'inven- tion ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels - la figure 1 est une vue en plan d'un aéronef selon liinventin ; - la figure 2 est un diagramme synoptique de la commande des ailes auxiliaires de l'aéronef de la figure 1 - la figure 3 représente schématiquement la commande de la figure 2 - les figures 4a, 4b et 4c représentent le fonctionnement du dispositif des figures 2 et 3, dans diverses conditions de vol ; et - les figures 5a, 5b et 5c représentent respectivement un aéronef classique à empennage, un aéronef à aile avant fixe et l'aéronef de la figure 1, au cours dlune manoeuvre avec changement positif constant de profondeur. L'aéronef 1 représenté sur la figure 1 comprend deux ailes avant latérales -2 disposées symétriquement et destinées à tourner autour d'axes convenables de manière que, en vol, la rotation des ai.les avant provoque la création d'un moment aérodynamique de tangage dans l'aéronef. A son extrémité externe, chaque aile auxiliaire 2 comporte un volet 3 qui peut tourner librement dans le courant d'air par rapport à l'aile auxiliaire associée si bien que, en vol, l'écart angulaire des volets par rapport au fuselage 4 de l'aéronef est une mesure de l'angle d'incidence de l'aéronef. Les ailes auxiliaires avant sont montées aussi à l'avant que possible par rapport à la surface principale de voilure, c'est-à-dire les ailes 5,dans l'aéronef de manière que le moment disponible de tangage pour une surface donnée des ailes auxiliaires soit maximal et que les volets 3 soient bien maintenais à distance dans le courant d'air. A l'arrière de son fuselage, l'aéronef comporte un gouvernail classique 6 de direction de forme classique. On se réfère maintenant aux figures 2 et 3 qui représentent la commande des ailes auxiliaires avant qui comprend un vérin 7 de commande dont le fonctionnement est réglé par l'intermédiaire d'une tringlerie 8 d'addition par une commande 9 de profondeur, manipulée par le pilote 1G de l'aéro- nef, et par les volets d'incidence qui sont reliés à la tringlerie 8 d'addition par une tringlerie Il donnant un rapport nominal d'entraSnement multiplicatif égal à 2, comme décrit dans la suite.Il faut noter que divers mécanismes classiques qui ne sont pas indispensables à la compréhension de l'invention, par exemple des mécanismes de réglage fin et tactile et des amortisseurs de tangage n'ont pas été représentés sur les figures 2 et 3 par raison de clarté. On se réfère maintenant aux figures 4a à 4c qui représentent le fonctionnement de la commande de manière qu'unie variation élémentaire d'incidence de l'aéronef égale à +d provoque une variation élémentaire de la position des ailes avant de -2o( (le signe moins indique que le bord d'attaque est abaissé) par rapport au fuselage,-ou - par rapport au courant d'air comme représenté sur les figures 4aet 4b. Ainsi, on obtient la condition nécessaire à la stabilité statique selon laquelle une augmentation de l'incidence de l'aéronef provoque l'apparition d'un moment négatif de tangage.Dans ce cas, ce moment négatif est dA à une force d'abaissement exercée à l'extrémité avant de l'aéronef et non pas à une force de sustentation exercée à ltextrémité arrière, comme dans le cas d'un aéronef classique à empennage. Les figures 4a et 4c représentent la variation de la position des ailes avant imposée par la commande lorsque ltincidence de l'aéronef varie de - . On peut considérer simplemènt les problèmes posés par l'amortissement prévu au tangage de l'aéronef avec une courte période en supposant que l'aéronef réalise une manoeuvre à variation constante de tangage ou de profondeur, et en considérant l'écoulement local de l'air sur l'aile, l'empennage et/ou les ailes auxiliaires avant. Un tel raisonnement indique le sens des forces de rétablissement (et donc des moments) par rapport à un vol sans changement de profondeur. Les figures 5a, 5b et 5c représentent respectivement un aéronef classique 12 ayant un empennage 13, un aéronef 14 bayant des ailes avant fixes 15, et l'séronef 1 de la figure 1, a-u cours d'une manoeuvre à changement (positif) constant en profondeur. Comme représenté sur la figure 5a, l'aéronef classique 12 présente une augmentation de l'angle d'incidence de l'empenn.?ge par rapport à l'écoulement local de l'air, si bien que l'empennage subit une force de sustentation qui provoque l'apparition d'un moment négatif de tangage s'opposant au changement de profondeur (amortissement positif de courte période dû à la dérivée négative Mq). Sur la figure 5b, l'aéronef 14 ayant des ailes avant fixes 15 présente une incidence réduite de ces ailes avant par rapport à l'écoulement local d'air, si bien qu'il apparat un moment résultant négatif de tangage donnant un amortissement positif de courte période malgré la stabilité statique négative de la configuration. Sur la figure 5c, l'aéronef 1 ayant des ailes avant 2 couplées à des volets dtincidence selon l'invention présen- te une incidence accrue des ailes avant. En conséquence, il apparatt un moment positiS--de tangage, dans le meme sens que la variation de tangage imposée par la manoeuvre. En conséquence, un amortissement négatif de courte période se manifeste malgré la stabilité statique positive assurée par les ailes avant couplées à des volets d'incidence. Il est donc nécessaire que l'amortissement artificiel du tangage soit assuré en permanence pour qu'un tel aéronef puisse voler. Cependant, malgré le problème posé par l'amortissement de courte période et indiqué précédemment, la configuration d'aéronef selon l'invention présente un certain nombre d'avantages par rapport à la configuration classique à empennage, ces avantages étant les suivants. Dans certains aéronefs, l'empennage est proche de la sortie des moteurs (avec un problème particulier de réchauffage) ou est chauffé par conduction thermique à partir du moteur. En conséquence, l'empennage et ses vérins de commande posent des problèmes de construction et de matériaux. Dans certains aéronefs, notamment destinés aux opérations de transport, un contact de l'empennage avec le sol, dû à une 'rotation excessive lors du décollage ou à l1af- faissement des bandages pneumatiques à l'atterrissage, est un risque sérieux. Dans les aéronefs à empennage, il est possible que, pour une incidence élevée, l'empennage se trouve dans la zone du courant dévié vers le bas par aile, si bien que ltem- pennage perd son efficacité, notamment pour l'application du moment de tangage correspondant à un abaissement du nez et nécessaire dans le cas où un moteur a calé. Une configuration d'aéronef selon l'invention ne présentepas ces inconvénients. Une structure robuste à l'arrière du fuselage n'est plus nécessaire pour la transmission.des forces de l'empennage, si bien que la réalisation d'installations de chargement par l'arrière des aéronefs selon l'invention est simplifiée. La dimension d'un empennage classique est déterminée en grande partie par la puissance de commande à faible vitesse nécessaire à l'application d'une force suffisante d abaissement pour que l'aéronef tourne (autour du train principal d'atterrissage) avant le décollage. Inversement, une aile avant doit etre suffisamment grande pour qu'elle permette l'application d'une force suffisante de sustentation et quelle provoque la rotation (autour du train principal d'atterrissage aussi). Le bras de levier de l'aile avant d'un aéronef selon l'invention, autour du train principal d'atterrissage, est probablement supérieur à celui d'un empennage d'un aéronef classique, notamment dans le cas de la disposition des poids à l'arrIère présentée par les aéronefs à moteur arrière.En conséquence (au moins au point de vue de la puissance de commande de rotation), les ailes avant d'un aéronef selon l'invention peuvent avoir une dimension inférieure à celle d'un empennage "équivalent". La force précitée de sustentation exercée sur les ailes avant accroSt évidemment la portance due aux ailes si bien que la distance et la vitesse de décollage d'un aéronef selon l'invention sont réduites par rapport à celles d'un aéronef classique dans lequel 1 t empennage réduit la portance aérodynamique résultante. Les commandes de l'axe de direction qui sônt à la disposition du pilote et qui parviennent aux ailes avant dans un aéronef selon l'invention sont évidemment bien moins lon gues -que celles d'un empennage, si bien que les propriétés de frottement, d'inertie, de poids global et d'intégrité sont améliorées. Dans un aéronef classique, toute modification de la stabilité statique de l'aéronef est normalement obtenue par modification de la dimension de l'empennage, changement par exemple de la position, ou (éventuellement) addition d'ailes fixes en canard. Dans le cas d'un aéronef selon l'invention, il suffit simplement de modifier le rapport d'amplification entre le mouvement des volets d'incidence et le mouvement des ailes avant, à partir du rapport nominal égal à 2, vers une valeurplus-grande (accroissement de la stabilité statique) ou plus faible (réduction de la stabilité statique). La réponse normale d'accélération d'un aéronef classique aux déviations de ltempennage présente lteffet bien connu de phase non minimale (ou Z) ), c'est-à-dire que le mouvement initial de l'aéronef est opposé au mouvement en régime permanent. Cette caractéristique a tendance à réduire les caractéristiques obtenues en accélération normale ou les boucles en altitude. Cependant, dans l'aéronef selon l'invention, la réponse à la déviation des ailes avant est améliorée étant donné leur position à l'avant. Le mouvement initial des ailes avant est dans le même sens que l'accélération vers le haut résultante de l'aéronef obtenue par augmentation de l'incidence des ailes. En d'autres termes, la réponse normale d'accélération est caractérisée dans le plan s par une annulation dans le demi-plan gauche qui assure une stabilisation plutôt que par une annulation dans le demi-plan droit qui assure une déstabilisation. Lorsqu'on considère un aéronef classique se rapprochant d'une région dans laquelle le déplacement de l'air est ascendant par exemple, il apparat que 11 effet de girouette de l'empennage ne peut zetre obtenu que lorsque l'empennage a atteint le front au-delà duquel l'air est en mouvement. A ce moment, la force ascendafteexercée sur l'aile a provoqué un déplacement initi.al de l'aéronef dans une mauvaise direction. Inversement, dans un aéronef selon l'invention, les ailes avant présentent l'effet de girouette avant méme que les ailes principales n'atteignent la région de l'air mobile si bien que l'excursion résultante, due à une telle rafale, est probablement inférieure à celle d'un aéronef classique. On doit cependant accepter une réduction de cet avantage de réponse aux rafales par les retards introduits par la réponse des vérins de commande des ailes avant en régime transitoire. La proximité des ailes avant d'un aéronef selon l'invention par rapport au cockpit du pilote est commode dans le cas d'une boucle serrée en accélération normale pour la commande de direction. Cette caractéristique est utile dans un aéronef militaire pour atteindre une cible, etc., dans des conditions de turbulence à faible altitude. Un aéronef classique présente normalement une force constante d'abaissement de l'empennage en vol de croisière automatique. Celle-ci est nécessaire pour la compensation du moment de tangage négatif, dA aux forces exercées sur le nez, étant donné que l'aéronef se trouve par exemple en avant du centre de portance de l'aile (de manière que la stabilité statique soit bonne). Dans le cas d'un aéronef selon l'invention, cette force d'abaissement de 1'empennage peut étre remplacée par une force permanente de sustentation des ailes avant (pour une relation analogue entre le centre de gravité et le centre de portance). Cette force supplémentaire de sustentation parait faciliter l'augmentation de la charge marchande pour un meme facteur de traînée, si bien que le compromis charge globale-rayon d'action est amélioré. Il est bien entendu que l'invention nta été décrite et représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra apporter toute équivalence technique dans ses éléments constitutifs sans pour autant sortir de son cadre, qui est défini dans les revendications annexées. REVENDICATIONS 1. Aéronef à moteur, caractérisé en ce qu:il comprend, en avant de la surface de voilure principale, deux ailes latérales avant placées symétriquement et capables de tourner autour d'axes tels que, lorsque l'aéronef est en vol, la rotation des ailes avant provoque l'application d'un moment aérodynamique de tangage à l'aéronef, et un dispositif de commande automatique de la rotation des ailes avant donc des moments de tangage créés dans l'aéronef, en fonction de la variation de l'incidence de l'aéronef, de manière qu'unie condition de stabilité statique dans l'aéronef soit améliorée. 2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de commande de la rotation comprend un volet externe associé à chaque aile avant et libre de tourner dans le courant d'air par rapport à l'aile avant associée à la manière d'une girouette si bien que, à tout moment, l'écart angulaire entre le volet et le fuselage de l'aéronef est une mesure de l'angle d'incidence de ce dernier, un capteur de l'écart angulaire précité, et un dispositif d'asservissement associé à'l'aile et commandé par le signal du capteur de manière que l'aile avant subisse une rotation, par rapport au fuselage de l'aéronef, d'amplitude et de sens tels que la condition précitée de stabilité statique soit améliorée. 3. Aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque volet externe est couplé à l'entrée du dispositif d'asservissement de l'aile avant associée par une tringlerie mécanique.