FR 2579169 A1 19860926 FR 8504037 A 19850319 La présente invention concerne un aéronef comportant au moins une structure de sustentation à au moins deux ailes superposées. Dans le brevet français nO 2 523 072, appartenant au même demandeur, il est décrit un aéronef du type comportant, de part et d'autre de selon fuselage, au moins une structure de sustentation constituée d'au moins deux ailes dont les extrémités distales sont reliées, soit entre elles, soit à au moins un élément de voilure prévu entre elles, chaque structure formant, en vue de face, avec les côtés du fuselage, un polygone fermé, et comportant une aile supérieure et une aile inférieure, les zones d'attache des ailes supérieure et inférieure étant éventuellement décalées suivant la direction de l'écoulement aérodynamique, les valeurs du moment d'inertie et de la portance prenant chacune une valeur maximale dans la zone centrale de l'aile considérée dans le sens longitudinal, la fixation des ailes entre elles, au fuselage et, éventuellement, audit élément de voilure étant réalisée de manière articulée en rotation dans un plan au moins sensiblement transversal à la direction de l'écoulement aérodynamique. On notera que, par moment d'inertie, on entend le moment pouvant s'opposer au moment de flexion dû à la force exercée sur l'aile tendant à cintrer cette dernière. Un aéronef, tel que défini ci-dessus, présente des qualités de résistance, notamment à la torsion, importantes ; il est peu déformable, de poids relativement faible et possède les caractéristiques nécessaires à la réalisation d'un écoulement aérodynamique dans les meilleures conditions de sustentation. Néanmoins, après des recherches intensives, l'inventeur s'est rendu compte qu'un tel type d'aéronef pouvait voir ses qualités améliorées de façon significative en modifiant quelque peu sa conception de base. A cette fin, l'aéronef, selon la présente invention, du type décrit ci-dessus, est notamment remarquable en ce qu'au moins un axe d'articulation est situé à l'intérieur de la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. Dans le cas où chaque structure de sustentation de l'aéronef est constituée de deux ailes supérieure et inférieure dont les extrémités éloignées du fuselage sont, directement, reliées entre elles de manière articulée, de façon à constituer, sensiblement, un triangle articulé, l'axe de l'articulation entre lesdites extrémités des ailes supérieure et inférieure est situé à l'intérieur de la zone définie par les plans d'inertie principaux parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. Dans le cas où chaque structure de sustentation de l'aéronef est constituée de deux ailes supérieure et inférieure reliées, à leurs extrémités éloignées du fuselage, à un élément de voilure, de manière articulée, de façon à constituer, sensiblement, un trapèze articulé, au moins un axe de l'articulation audit élément de voilure est situé dans la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. Dans les deux cas précités, au moins un axe d'articulation des ailes supérieure et inférieure au fuselage peut être situé dans la zone comprise entre les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. Selon une autre caractéristique de l'invention, au moins certaines des articulations précitées ne sont pas totalement libres. Selon encore une autre caractéristique de l'invention, les structures de sustentation précitées comportent au moins un dispositif de raidissement, lequel peut comprendre, au voisinage des surfaces supérieure et inférieure de chaque aile, dans la zone centrale desdites surfaces, au moins un faisceau de matériaux, dont le module d'élasticité est supérieur à celui du matériau constituant la surface de l'aile, et qui s'étend dans la direction longitudinale de l'aile. En particulier, le faisceau précité, à fibres unidirectionnelles ou bien toronnées, est logé dans un tube, notamment métallique, solidaire de l'aile ; un tube de liaison faisant, de préférence, parti-e intégrante du faisceau étant éventuellement prévu entre le faisceau et la paroi interne du tube servant de logement au faisceau. Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif de raidissement comprend quatre faisceaux précités disposés, deux à deux, sur les surfaces supérieure, respectivement inférieure, de l'aile symétriquement par rapport au plan d'inertie longitudinal de l'aile, parallèle à l'aile, et par rapport au plan d'inertie longitudinal de l'aile, perpendiculaire à l'aile. Selon une autre caractéristique de l'invention, chaque faisceau précité comprend au moins un dispositif d'amortissement, notamment du type piston-cylindre dont le piston est solidaire du faisceau précité et dont, dans un premier cas, le cylindre vient prendre appui à l'extrémité de l'aile et, dans un second cas, le cylindre est solidaire du bâti supportant l'axe d'articulation d'extrémité. Selon encore une autre caractéristique de l'invention, au moins sensiblement dans le plan transversal médian, perpendiculaire aux ailes, de l'ensemble aile supérieure aile inférieure, on prévoit au moins un dispositif d'étaiement reliant les ailes supérieure et inférieure. En particulier, le dispositif d'étaiement comprend au moins une barre, notamment métallique, éventuellement pourvue d'un dispositif d'amortissement tel que, par exemple, un ensemble piston-cylindre. Dans un autre mode de réalisation, le dispositif d'étaiement comprend au moins une barre souple par construction ou initialement cambrée. Selon une autre caractéristique de l'invention, chaque barre précitée est reliée; à chaque extrémité, à un caisson prévu dans l'aile correspondante et constitué de deux demi-caissons espacés symétriques, formés de nervures espacées, notamment métalliques, interne et externe, dont l'espace entre elles est rempli d'un matériau, notamment synthétique, les nervures internes dépassant de la surface de l'aile de façon à permettre la liaison avec la barre. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparattront plus clairement à la lumière de la description explicative qui va suivre de modes de réalisation actuellement préférés de l'invention qui seront décrits en référence aux dessins schématiques annexés, dans lesquels - la figure 1 est une vue de face schématique d'un premier mode de réalisation de l'aéronef selon l'invention - la figure 2 est une vue de dessus de l'aéronef de la figure I - la figure 3 est une vue de face schématique d'un deuxième mode de réalisation de l'aéronef selon l'invention - la figure 4 est une vue de dessus de l'aéronef de la figure 3 - la figure 5 est une vue de face partielle d'une structure de sustentation de l'aéronef des figures 1 et 2 - la figure 6 est une vue de face partielle d'une structure de sustentation de l'aéronef des figures 3 et 4 - les figures 7a à 7g représentent schématiquement des variantes de réalisation de la structure de sustentation de la figure 5 5 - les figures 8a à 8p représentent schématiquement des variantes de réalisation de la structure de sustentation de la figure 6 - la figure 9 est une vue en coupe transversale d'une aile d'un aéronef selon l'invention - la figure 10 est une vue agrandie de la zone X de la figure 9 - la figure 11 est une vue en coupe longitudinale d'un premier mode de réalisation d'un dispositif d'amortissement monté sur une aile de l'aéronef selon l'invention - la figure 12 est une vue schématique d'un deuxième mode de réalisation d'un dispositif d'amortissement monté sur une aile de l'aéronef selon l'invention ; et - la figure 13 est une vue schématique en coupe partielle d'un dispositif d'étaiement prévu entre les ailes supérieure et inférieure d'un aéronef selon l'invention. Les exemples de réalisation montrés sur les figures se rapportent plus particulièrement à des aéronefs sans moyens de propulsion autonomes, tels que des planeurs, et du type à plan dit canard (c'est-à-dire sans empennage mais comportant des volets ou ailes additionnels à l'avant). Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée à ce genre d'aéronef, -mais est susceptible de s'appliquer à tout aéronef, pourvu ou non de moyens de propulsion, avec ou sans empennage. On notera en outre que, dans les différents modes de réalisation, les parties identiques ou similaires de l'aéronef ont les mêmes références. En se référant en particulier aux figures 1 à 6, l'aéronef 1 comporte, de part et d'autre de son fuselage 2, au moins une structure de sustentation 3,4 constituée d'au moins deux ailes 5,6 ; 7,8. Dans les modes de réalisation représentés, l'aéronef 1 est pourvu de deux structures de sustentation 3,4 constituées chacune de deux ailes 5,6 ; 7,8, respectivement. il est bien entendu que l'on peut concevoir, de la même manière, des aéronefs pourvus de plusieurs structures de sustentaion comportant, éventuellement, plus de deux ailes. Les extrémités distales des ailes 5,6 ; 7,8 sont reliées, soit directement entre elles, soit å au moins un élément de voilure 9,10 prévu entre elles (mode de réalisation illustré par les figures 3,4 et 6, notamment). Chaque structure de sustentation 3,4 forme, en vue de face, avec les côtés du fuselage 2 un polygone fermé, et comporte une aile supérieure 5,7 et une aile inférieure 6,8, les zones d'attache des ailes supérieure et inférieure étant éventuellement décalées suivant la direction de l'écoulement aérodynamique comme cela est clairement visible sur les figures 2 et 4. Comme on l'a représenté sur ces figures, les ailes supérieures 5,7 ont des points d'attache au fuselage situés en avant des points d'attache des ailes inférieures 6,8 ; mais le cas inverse peut également être envisagé. Le moment d'inertie, tel que défini ci-dessus, et la portance prennent chacun une valeur maximale dans la zone centrale de l'aile considérée dans le sens longitudinal, en particulier dans le tiers central de l'aile (intervalle A représenté sur lés figures 5 et 6). On obtient ainsi une répartition adéquate, aussi bien pour la reprise des contraintes auxquelles est soumise l'aile, qu'en ce qui concerne les caractéristiques de sustentation. Comme. illustré, l'aéronef 1 comporte, à l'avant du fuselage, au moins un plan canard 11 remplaçant l'empennage classique. Dans le cas où les ailes supérieure et inférieure de chaque structure de sustentation sont reliées par un élément de voilure 9,10, il est nécessaire pour assurer la rigidité de chaque structure de sustentation de prévoir, entre les ailes supérieure et inférieure, des haubans 12. (mode de réalisation des figures 3 et 4-). De tels haubans ne sont pas nécessaires dans le cas d'une structure de sustentation à trois point, telle qu'illustrée par les figures 1 et 2, ladite structure de sustentation à trois points étant auto-porteuse. La fixation des ailes 5,6 ; 7,8 entre elles, au fuselage 2 de l'aéronef I et, éventuellement, à l'élément de voilure 9,10 est réalisé de manière articulée en rotation dans un plan au moins sensiblement transversal à la direction de l'écoulement aérodynamique. Au moins certaines de ces articulations peuvent ne pas être totalement libres, c'est-à dire semi-rigides. En se référant aux figures 1 et 2, illustrant un premier mode de réalisation de l'invention, les articulations entre les ailes 5,6 ; 7,8, respectivement, sont représentées par les références 17 ; 18, respectivement, tandis que les articulations des ailes au fuselage 2 sont représentées par les références 13,15 ; 14,16, respectivement. Dans le cas du mode de réalisation illustré par les figures 3 et 4, les ailes 5,6 ; 7,8, respectivement, sont reliées aux éléments-de voilure 9,10, respectivement, par les articulations 23,25 ; 24,26, respectivement. Ces mêmes ailes 5,6 ; 7,8, respectivement, sont reliées au fuselage 2 par les articulations 19,21 ; 20,22, respectivement. Selon une caractéristique importante de l'invention, au moins un axe des articulations précitées est situé à l'intérieur de la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. Dans ce qui suit, on se référera plus particulièrement aux figures 5 t 6. Ces figures, pour chacun des modes de réalisation illustrés par les figures 1,2 et 3,, respectivement, représentent, de manière schématique, une structure de sustentation (à titre d'exemple, la structure 3) comportant une aile supérieure 5 et une aile inférieure 6 et dans laquelle un axe d'articulation est situé à l'intérieur de la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, les ailes supérieure et inférieure.Dans le cas de la figure 5, cet axe d'articulation est l'axe 17 de l'articulation reliant les extrémités distales des ailes supérieure 5 et inférieure 6. Dans le cas de la figure 6, l'axe d'articulation ainsi décalé (par rapport aux plans d'inertie principaux P et P') est l'axe de l'articulation 19 reliant l'aile supérieure 5 au fuselage (non représenté). Les plans d'inertie principaux P et P' parallèles aux ailes, correspondent aux cordes médianes des deux profils des ailes. Comme illustré par les figures 7a à 7g et 8a à 8p, différents cas de figure sont possibles, incluant le décalage d'un seul axe d'articulation, soit des ailes entre elles, et des ailes au fuselage ou, éventuellement, à l'élément de voilure 9,10 intermédiaire, ou encore le décalage de deux, trois ou même quatre (dans le cas du mode de réalisation des figures 3,4 et 6) axes d'articulation. On notera, à ce sujet, la présence d'un dispositif amortisseur 27, dans le cas de la figure 6, entre l'axe d'articulation décalé 19 et l'aile inférieure 6. Ainsi, dans tous les cas de figure, compte tenu des efforts de compression/tension engendrés par les articulations, les moments de flexion introduits par le décalage de l'axe (ou des axes) permettent d'induire des déformées D,D' dans le même sens pour les ailes supérieure 5 et inférieure 6 dans le cas de trois points d'articulation (figure 5), et en sens inverse dans le cas de quatre points d'articulation (figure 6). Dans les figures 5 et 6, les déformées D,D' sont représentées pour des efforts positifs. Dans le cas d'efforts négatifs, ces déformées sont dans le sens inverse. La valeur du décalage des axes (c'est-à-dire le fait, pour un axe d'articulation, de se trouver dans la zone comprise entre les plans d'inertie principaux parallèles aux ailes) peut être quelconque, mais elle peut être optimisée en fonction des valeurs réciproques des modules de flexion des ailes supérieure et inférieure. On se référera dans ce qui suit, plus particulièrement, aux figures 9 à 12. Une autre caractéristique importante de la présente invention est de munir les structures de sustentation 3,4, d'au moins un dispositif de raidissement 28, permettant d'absorber, dans des endroits fortement sollicités, des contraintes nettement supérieures à celles absorbées par la partie correspondante des ailes. Dans les figures, on a représenté, à titre d'exemple, un dispositif de raidissement 28 prévu sur l'aile supérieure 5 de la structure de sustentation 3. Mais, il est bien entendu qu'un tel dispositif de raidissement peut être prévu dans toutes les ailes de l'aéronef, et cela, pour chaque mode de réalisation de l'aéronef. En se référant en particulier à la figure 9, le dispositif de raidissement 28 comprend, au voisinage des surfaces supérieure 5a et inférieure 5b de l'aile 5, dans la zone centrale desdites surfaces, au moins un faisceau 29 de matériaux, dont le module d'élasticité est supérieur (et de préférence très supérieur) à celui du matériau constituant la surface de l'aile, et qui s'étend dans la direction longitudinale de l'aile. En effet, soit une section d'une aile, telle qu'illustrée par la figure 9, les parties de la section les plus sollicitées, dans le cas de transmission d'efforts, sont situées sur sa périphérie, notamment dans la partie centrale. On comprend alors que le raidissement souhaité peut être obtenu, notamment, en introduisant quatre faisceaux précités disposés, deux à deux, sur les surfaces supérieure 5a, respectivement inférieure 5b, de l'aile 5, symétriquement par rapport au plan d'inertie longitudinal de l'aile, parallèle à l'aile (dont la trace sur le plan de la figure est représentée par l'axe X,X') et par rapport au plan d'inertie longitudinal de l'aile, perpendiculaire à l'aile (dont la trace sur le plan de la figure est représentée par l'axe Z,Z') ; c'est-à-dire symétriquement par rapport au centre d'inertie 0.Grâce à cette symétrie, il est donc possible de raidir l'aile dans le sens, à la fois, de son inertie par rapport à l'axe X,X' et par rapport à l'axe central longitudinal de l'aile. La structure particulière des faisceaux 29 sera maintenant décrite en référence à la figure 10. Etant entendu que le faisceau 29 en lui-même possède un module d'élasticité très supérieur à celui de l'aile proprement dite, et est notamment constitué de fibres synthétiques unidirectionnelles ou bien toronnées, telles que par exemple des fibres de carbone, le faisceau 29 peut être logé dans un tube 30, notamment métallique, constitué par exemple d'un alliage d'aluminium ou de titane. Le tube 30 est destiné à établir la transmission des efforts le long de l'axe longitudinal et à faire la liaison entre le faisceau 29 et l'aile 5 dont la structure peut être notamment réalisée à base de matériaux synthétiques agglomérés.Un cadre 32, réalisé notamment en résine chargée de fibres de verre, est destiné à rendre le tube 30 solidaire de l'aile 5 tout en permettant une petite dilatation différentielle. On prévoit en outre un tube de liaison 31, disposé entre le faisceau 29 et la paroi interne du tube 30 de logement et permettant le glissement du faisceau 29 sur les parois du tube 30 tout en évitant le découpage des parois du tube par les fibres du faisceau. De préférence, ce tube de liaison 31 fait partie intégrante du faisceau 29. Dans le cas où l'on utilise des faisceaux à fibres toronnées, il suffit, en général, de moduler le niveau de charge de la précontrainte au départ pour ajuster la capacité d'amortissement de la voilure, et ainsi la capacité d'auto-amortissement peut etre suffisante sans dispositif annexe. Mais, lorsque l'on utilise des faisceaux à fibres unidirectionnelles, il faut envisager un dispositif d'amortissement supplémentaire. Dans ce cas, on aura toujours intérêt à précontraindre les faisceaux à leurs valeurs optimales de telle sorte qu'il n'y ait pas (ou peu) d'introduction de résonances parasites lors de l'amortissement des efforts en régime cyclique. En se référant en particulier aux figures 11 et 12, il suffit, pour ce faire, de rendre solidaire, à l'une de leurs extrémités, les faisceaux 29 d'un dispositif d'amortissement 33,34, notamment du type piston-cylindre, de préférence du type oléo-pneumatique à flexibilité variable. On peut envisager deux types d'ancrage des dispositifs de pistoncylindre 33,34. Dans un premier cas, illustré par la figure 11, le piston 35 est solidaire du faisceau 29 tandis que le cylindre 37 vient prendre appui à l'extrémité de l'aile. Ce dispositif est surtout avantageux dans le cas du mode de réalisation de l'aéronef à trois points d'articulation. Dans le cas illustré par la figure 12, le piston 36 est solidaire du faisceau 29, tandis que le cylindre 38 est solidaire du bâti 39 supportant l'axe d'articulation d'extrémité (13 par exemple). Dans ce cas, l'amortissement est lié à un amortissement correspondant des rotations des axes. On se référera maintenant plus particulièrement à la figure 13 dans laquelie seule la zone médiane d'une structure de sustentation de l'aéronef a été représentée. Au moins sensiblement dans le plan transversal médian perpendiculaire aux ailes 5,6 de l'ensemble aile supérieure - aile inférieure, on prévoit au moins un dispositif d'étaiement 40 reliant les ailes supérieure 5 et inférieure 6. Le dispositif d'étaiement 40 comprend au moins une barre 41, notamment métallique, éventuellement pourvue d'un dispositif d'amortissement 42 tel que, par exemple, un ensemble piston-cylindre, de'préférence du type oléo-pneumatique à flexibilité variable. Comme cela est schématisé sur la figure 6, le dispositif d'étaiement 40 peut également comprendre au moins une barre 48 souple par construction ou initialement cambrée. Chaque barre est reliée, à chaque extrémité, à un caisson 43 prévu dans l'aile correspondante 5,6 et constitué de deux demi-caissons espacés symétriques, formés de nervures espacées, notamment métalliques, interne 45 et externe 44 dont l'espace entre elles est rempli d'un matériau 46, notamment synthétique. Les nervures internes 45 dépassent de la surface de l'aile de façon à permettre la liaison, notamment par une articulation 47, avec la barre. On notera que la position de fixation du dispositif d'étaiement peut être déplacée, selon les formes de construction particulières des structures de sustentation, le long de la largeur de l'aile, notamment pour obtenir un effet de pinçage des bords de fuite. L'action principale de ce dispositif d'étaiement sera de limiter la déformée de l'aile comprimée en aplatissant sa zone centrale, et, au contraire, de cambrer la zone central de l'aile tendue. Tout se passe comme si ce dispositif d'étaiement permettait de transférer une partie de l'énergi élastique accumulée, lors de la déformation, de l'aile comprimée à l'aile tendue. On notera enfin que les ailes, et notamment leur revêtement peuvent être fabriquées en profil extrudé d'alliage d'aluminium, à profil constant, comme cela est, par exemple décrit dans la demande de brevet français nO 83 08725 ; les parties intérieures du profil creux ainsi formé étant, évent tuellement, raidies par des matériaux composites à structur en nid d'abeille. REVENDICATIONS 1 - Aéronef, du type comportant, de part et d'autre de son fuselage, au moins une structure de sustentation constituée d'au moins deux ailes dont les extrémités distales sont reliées, soit entre elles, soit à au moins un élément de voilure prévu entre elles, chaque structure formant, en vue de face, avec les côtés du fuselage un polygone fermé, et comportant une aile supérieure et une aile inférieure, les zones d'attache des ailes supérieure et inférieure étant éventuellement décalées suivant la direction de l'écoulement aérodynamique, les valeurs du moment d'inertie et de la portance prenant chacune une valeur maximale dans la zone centrale de l'aile considérée dans le sens longitudinal, la fixation des ailes entre elles, au fuselage et, éventuellement, audit élément de voilure étant réalisée de manière articulée en rotation dans un plan au moins sensiblement transversal à la direction de l'écoulement aérodynamique, caractérisé en ce qu'au moins un axe d'articulation (13-18 19-26) est situé à l'intérieur de la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure (5,7) et inférieure (6,8). 2 - Aéronef selon la revendication 1, du type dans lequel chaque structure de sustentation est constituée de deux ailes supérieure et inférieure dont les extrémités éloignées du fuselage sont, directement, reliées entre elles de manière articulée, de façon à constituer, sensiblement, un triangle articulé, caractérisé en ce que l'axe (17,18) de l'articulation entre lesdites extrémités des ailes supérieure (5,7) et inférieure (6,8) est situé à l'intérieur de la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. 3 - Aéronef selon la revendication 1, du type dans lequel chaque structure de sustentation est constituée de deux ailes supérieure et inférieure reliées, à leurs extrémités éloignées du fuselage, à un élément de voilure de manière articulée, de façon à constituer, sensiblement, un trapèze articulé, caractérisé en ce qu'au moins un axe (23,25) ; (24,26) de l'articulation audit élément de voilure (9,10) est situé dans la zone définie par les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure (5,7) et inférieure (6,8). 4 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'au moins un axe (13-16 ; 19-22) d'articulation des ailes supérieure (5,7) et inférieure (6,8) au fuselage (2) est situé dans la zone comprise entre les plans d'inertie principaux, parallèles à l'aile, des ailes supérieure et inférieure. 5 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'au moins certaines des articulations (13-18) ; (19-26) précitées ne sont pas totalement libres. 6 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que les structures de sustentation (3,4) précitées comportent au moins un dispositif de raidissement (28). 7 - Aéronef selon la revendication 6, caractérisé en ce que le dispositif de raidissement (28) comprend, au voisinage des surfaces supérieure (5a) et inférieure (5b) de chaque aile (5), dans la zone centrale desdites surfaces, au moins un faisceau (29) de matériaux, dont le module d'élasticité est supérieur à celui du matériau constituant la surface de l'aile, et qui s'étend dans la direction longitudinale de l'aile. 8 - Aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce que le faisceau (29) précité, à fibres unidirectionnelles ou bien toronnées, est logé dans un tube (30), notamment métallique, solidaire de l'aile ; un tube de liaison (31) faisant, de préférence, partie intégrante du faisceau (29) étant éventuellement prévu entre le faisceau (29) et la paroi interne du tube (30) servant de logement au faisceau. 9 - Aéronef selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisé en ce que le dispositif de raidissement (28) comprend quatre faisceaux (29) précités disposés, deux à deux, sur les surfaces supérieure (5a), respectivement inférieure (5b), de l'aile (5) symétriquement par rapport au plan d'inertie longitudinal de l'aile, parallèle à l'aile, et par rapport au plan d'inertie longitudinal de l'aile, perpendiculaire à l'aile. 10 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que chaque faisceau (29) précité comprend au moins un dispositif d'amortissement (33,34), notamment du type piston-cylindre, dont le piston (35,36) est solidaire du faisceau (29) et dont, dans un premier cas, le cylindre (37) vient prendre appui à l'extrémité de l'aile ; et, dans un second cas, le cylindre (38) est solidaire du bâti (39) supportant l'axe d'articulation d'extrémité. 11 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'au moins sensiblement dans le plan transversal médian, perpendiculaire aux ailes (5,6), de l'ensemble aile supérieure - aile inférieure, on prévoit au moins un dispositif d'étaiement (40) reliant les ailes supérieure et inférieure. 12 - Aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que le dispositif d'étaiement (40) comprend au moins une barre (41), notamment métallique, éventuellement pourvue d'un dispositif d'amortissement (42) tel que, par exemple, un ensemble piston-cylindre. 13 - Aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que le dispositif d'étaiement (40) comprend au moins une barre (48) souple par construction ou initialement cambrée. 14 - Aéronef selon la revendication 12 ou la revendication 13, caractérisé en ce que chaque barre précitée est reliée, à chaque extrémité, à un caisson (43) prévu dans l'aile correspondante et constitué de deux demi-caissons espacés symétriques, et formés de nervures espacées, notamment métalliques, interne (45) et externe (44) dont l'espace (46) entre elles est rempli d'un matériau notamment synthétique les nervures internes (45) dépassant de la surface de l'aile de façon à permettre la liaison avec la barre.