FR 2581614 A1 19861114 FR 8507182 A 19850513 "Aéronef de la catégorie des U.L.M. ou des A.T.L. de sécurité opti maie". La présente invention se rapporte au domaine des U.L.M., mais sa conception permet d'envisager une extension vers la catégorie des A.T.L, L'engin selon l'invention doit donc répondre aux spécifications réglementaires concernant ces deux catégories d'aéronefs, à savoir notamment - U.L.M. sa) masse à vide t75 kg(2 passagers) b) surface de la voilure > 0,1 masse à vide - A.T.L. : a) masse à vide b) spécification de la norme FAR 23 allégée. On sait que ces types d'aéronefs, et plus particulièrement les U.L.M. ont connu un développement important depuis quelques années, et ont été affectés à de nombreux types d'utilisation, tels que l'aviation sportive ou de loisir, le travail agricole aérien, l'observation aérienne, ou encore les applications militaires. Les U. L. M. se regroupent d'autre part en trois types de conception différents, liés au mode de pilotage adopté. On distingue selon l'ordre croissant de sophistication, 10 - les appareils pendulaires, ou encore deltaplanes à moteur; 20 - les U.L.M. à pilotage classique à deux axes, 30 - les U.L.M. à pilotage classique à trois axes, qui constituent en fait des petits avions très légers. Pour chacune de ces catégories, on rencontre systématiquement deux types de problèmes importants qui sont susceptibles d'entraver le développement des U.L.M. dans leurs différentes utilisations - la formation rudimentaire des pilotes et leur inexpérience sont la cause de nombreux accidents, dans la mesure la conception de l'U.L.M. le rend très tributaire des conditions météorologiques d'une part, et où le pilotage avec moteur diffère substantiellement du vol plané (en cas de panne du moteur) d'autre pa - les machines en vente sur le marché ne présent pas toujours de bonnes garanties de fiabilité, et donc de sécurité du pilote et du passager éventuel. A cet égard, les U.L.M. ont comme origine l'ail libre. La construction se compose donc le plus souvent de tubes Dural a une voilure En Dacron dont la technique se rapproche du nautisme, le tout étant rigidifié par des haubans en câbles d'acier. Cette tec nologie présente au moins deux inconvénients majeurs, liés au fai que les performances de vols obtenues sont limitées car le profil d'ailes n'est jamais bien respecté, l'assemblage des tubes par des boulons ou des axes présentant d'autre part peu de garantie de résistance à la fatigue. Si l'on assiste actuellement au développement d'appareils dont la technologie devient plus sophistiquée, on n'at teint pas encore des garanties de fiabilité et de sécurité totale ment satisfaisantes, C notamment en ce qui concerne les appareils biplaces. La plupart des biplaces disponibles sur le marché ne pos sèdent pas d'atles rigides se rapprochant des systèmes aéronautig classiques mais sont généralement équipés d'ailes constituées de toile tendue, sustentées par des cables. Les moteurs utilisés sc des moteurs deux~tbmps dérivés des moteurs de motocyclettes ou de moteurs utilitaires, et n'ont que peu de rapport avec les moteurs d'avions légers.Ce sont le plus souvent des moteurs lents (2500 tours/mn max.), et de fiabilité de fonctionnement bien en deçà de exigences requises pour l'aviation légère. Enfin, la conception rudimentaire de la cellule entraîne très souvent la destruction de l'appareil lors d'atterrissage violent, ou simplement maladroi L'objet de la présente invention est en conséquence de pallier les inconvénients présentés ci-dessus, ainsi que d'autres inconvénients qui apparattront par la suite. L'invention concerne en effet un avion entrant dans la catégorie des U.L.M. ou des A.T.L., du type constitué d'une cellule rigide à ailes portantes, présentant un fuselage équilibré par des empennages horizontal et vertical, ladite cellule étant entraînée en mouvement par au moins un groupe motopropulseur à hélices et étant pourvue de gouvernes de direction, de gouvernes de profondeur et d'ailerons pour le pilotage dans les trois dimensions de l'espace.Il est caractérisé en ce que 10 - les ailes portantes sont réalisées sous la forme d'une voilure à biplan décalé à faible interplan,ethaubanée; 20 - l'empennage est formé d'une double dérive montée sur une structure bipoutre rapportée sur l'arrière du fuselage; 30 - deux groupes motopropulseurs à hélices sont montés en opposition au-dessus de la cellule, le groupe avant étant tracteur et le groupe arrière étant propulseur, et les axes de rotation de leurs hélices respectives étant en alignement; et, 40 - le bloc de double motorisation, les emplantures des ailes et celles du bipoutre fo a nt un ensemble rigide auquel est suspenduela cabine de pilotage. Selon un mode de réalisation préférentiel, la cellule de l'avion selon l'invention est pourvue d'un train d'atterrissage tricycle, la roue de nez ainsi qùe l'atterrisseur principal étant munis de dispositifs anticrash. Enfin, l'avion suivant l'invention est conçu de façon à pouvoir permettre un atterrissage et un décollage sur un plan d'eau, l'empennage horizontal étant du type en Té et portant une gouverne de profondeur monobloc pontée entre les parties supérieures des empennages verticaux; la cabine est d'autre part susceptible d'être formée en forme de coque flottante dans sa partie inférieure. La combinaison des caractéristiques mentionnées ci-dessus, permet d'optimiser, par effet de synergie, la fiabilité, la sécurité, et la facilité de pilotage de l'avion suivant llinven- tion. Le biplan à fente permet d'obtenir ; a) une tratnée favorable aux faibles angles d'at taque; b) des qualités de décrochage meilleures par suite de la portance accrue, et notamment une meilleure tenue en vites se d'approche; c) un avantage technologique lié à la diminution de l'envergure, et la facilité de fabrication et de montage de quatre demi-ailes identiques selon un mode de réalisation préfé rentiel; d) les ailes rigides présentent un meilleur profil et une meilleure solidité de la voilure; e) le biplan à fente permet une descente du type "parachutale" lors de la coupure des moteurs. La réalisation de l'empennage vertical sous la forme d' une double dérive montée sur un bipoutre présente les avantages de a)- diminution des efforts de torsion; b)- augmentation fictive de l'allongement de la cellule, facilitant l'équilibrage en vol; c)- sécurité du fait du double circuit des commande de vol. d) - absence de perturbations aérodynamique sur l'empennage horizontal. La motorisation par deux moteurs montés en opposition (push-pull) présente plusieurs 21térts évidents : a) - absence d'effet de réaction au couple moteurs; b > - augmentation évidente de la sécurité, en cas de panne moteur; c) - augmentation du rendement d'hélice; d) - meilleure comportement au second régime, et en montée. Enfin, la suspension de la cabine à un ensemble rigide conzs- titué du bloc de double motorisation, des emplantures des ailes, et des emplan- tures du bipoutre permet de localiser les ccntraintes de façon à alléger l'en semble de la cellule. Au total la combinaison originale de chacune de ces caractéristiques permet d'obtenir une sécurité particulièrement redondante, Il aurait pu sembler au premier abord que la duplication des moteurs, des ailes, et de la poutre de queue ne pourrait que conduire à une augmentation néfaste du poids à vide de l'ensemble de la structure, et donc à une dégradation des performances. Tout au contraire, la synergie résultant de l'addition de ces choix technologiques aboutit à réaliser un appareil de conception et d'apparence tout à fait originales et nouvelles. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante de quelques modes de réalisation préférentiels de l'invention, et des dessins annexés dans lesquels - la Fig. 1 représente une vue de profil d'un mode de réalisation de l'appareil selon l'invention; - la Fig. 2 représente une vue de dessus de l'appareil de la figure 1; - la Fig. 3 représente une vue de face de la version hydravion de l'appareil selon l'invention; - la Fig. 4 représente un autre mode de réalisation du fuselage de l'appareil selon l'invention. - les Figs 4a et 4b représentent des coupes par-tielles de l'appareil de la Fig 4 selon les lignes A-A et S-B respectivement. Si l'on se réfère à la figure 2, on repère la combinaison de caractéristiques qui fonts la base de l'invention, à savoir - la voilure biplan (A) formée des demi-ailes avant 10a et 10b et arrière Ila et lîb; - le bloc de double motorisation(B)présentant un premier bloc moteur avant 12 surplombant le pare-brise 20 de la cabine de pilotage, et un second bloc moteur arrière 13, intercalé entre les deux poutres de queue 14,15; - une structure bipoutre de queue C formée des deux poutres sqmétriques 14,15, à l'extrémité arrière desquelles sont rapportés les empennages D, en double T, formés d'une gouverne de profondeur monobloc 16 et de deux gouvernes de direction symétriques 17. On a rappelé précédemment les motivations de chacun de ces trois choix technologiques fondamentaux, ainsi que l'effet de synergie qui résulte de la combinaison de ces carac téristiques, et qui permet d'obtenir un aéronef de la catégorie des U.L.M ou des A.T,L présentant des conditions de sécurité optimales. La description suivante d'un mode préférentiel de réalisation de l'avion selon l'invention va permettre de mettre en évidence, de manière complémentaire, un certain nombre de carac téristiques secondaires concourant à l'objectif général de sé curité. Comme représenté en figure 1, la voilure A est du type biplan décalé, à faible interplan. L'aile avant 10 forme la voilure supérieure, et son bord de fuite 20 est sensiblement au même niveau que le bord d'attaque 21 de la voilure inférieure formée des deux demi-ailes lia, llb. En outre, l'aile avant supé rieure 10 présente des saumons 21a,21h obliques, tandis que la voilure arrière inférieure Ila,llb a une envergure légèrement plus grande, et est pourvue d'ailettes d'extrémité 22a,22b. Pour des raisons de standardisation, les deux voilures présentent des profils sensiblement symétriques et notamment, leurs nervures avant et centrales sont identiques. En revanche l'aile arrière est la seule à posséder des ailerons 23, et éventuellement des volets 24. Les ailerons 23 peuvent, le cas échéant, être répartis sur toute l'envergure. Le bord de fuite 20 de l'aile avant est, lui,rigide. Chacune des demi-ailes-10a,10b;11a,11b est haubanée, au moyen d'au moins un hauban 25a,25b;26a,26b. Ces hauban. viennent s'ancrer à la base arrière 27 de la cabine, et soutiennent leur demi-aile respective au niveau de leur longeron. De manière préférentielle, chacun des longerons des deux demi-atles de chaque voilure est légèrement décalé par rapport à l'autre de la valeur de son épaisseur, de manière à ce qu'ils se recourent au niveau de l'axe longitudinal de l'avion pour autre fixésl'un à l'autre par leurs semelles sur une longueur suffisante. L'effet d'ailes en tandem de la voilure ainsi réalisé permet d'améliorer très fortement la sécurité de l'appareil, puisqu'il permet une descente parachutale en cas de panne de moteur, comme noté ci-dessus et d'une manière générale, assure une meilleure portance, notamment appréciable en vitesse d'approche. Selon les essais de soufflerie, l'effet de fente se traduit par une augmenta- tion de 20 t environ du Cz des ailes. En contrepartie le biplan présente quelques désavantages qui toutefois sont peu critiques pour le type d'aéronef léger de l'invention. Il s'agit notamment de l'influence défavorable sur la pente de montée, de 10 % environ par rapport à une aile unique de surface alaire identique. Cet inconvénient est compensé entre autre par l'importante surface alaire au regard de la masse normale d'utilisation de la machine (environ 20 m2 pour 350 Kg, dans la version U.L.M.). Les demi-ailes avant 10a,10b sont rapportées de part et d'autre du cylindre de liaison 30 des deux blocs moteurs 12,13, à la verticale de la cabine de pilotage. En revanche, et de manière avantageuse, les emplantures des demi-ailes arrières lla,llb sont fixées chacune sur une potence 31, sensiblement en forme de V, chacune étant rivée par ses extrémités supérieures sur l'emplanture des poutres de queue 14,15. La reprise du poids de l'ensemble de queue C,D est alors assurée par au moins une tige de contrefort 32 arc- boutée entre la base dés potences 31 et l'extrémité arrière inférieure de la cabine de pilotage. Cette conception permet de réaliser la liaison des poutres 14,15 sur la partie avant de la cellule de l'engin de manière plus légère, et par exemple sous la forme d'un simple goupillage selon un axe horizcntal. Cette solution est perticulierement avantageuse dans le cas ou l'on désire pouvoir domonter L'appareil en plusieurs parties pour en faciliter le transport. Ce type de liaison, qui laisse la possibilité de faire jouer en rotation la position de la queue C,D autour d'un axe transversal horizontal, peut avantageusment perrnettre un réglage de l'angle d'alignement de la queue.Pour ce faire, on peut par exemple prévoir plusieurs points d'accrochage et de solidarisation de la ou des tige(s) de contrefort 32 sur les potences 31. Cette faculté de laisser des possibilités de réglage de certains paramètres de configuration de l'avion dans des plages de variations soigneusement délimitées est tout à fait favorable et utile pour les aéronefs très légers comme les U.L.M. ou les A.T.L. En effet, dans la version U.L.g. de l'invention, la charge qui est transportable (à savoir par exemple deux personnes),est du même ordre de grandeur que la masse à vide de l'appareil (175 kg); il peut donc être justifié de modifier légèrement la configuration de l'avion, suivant qu'un seul pilote est à bord, ou qu'il transporte un passager. La cabine de pilotage est préférentiellement réalisée au moyen d'un plancher en nid d'abeille reposant sur une poutre centrale longitudinale, et des poutrelles transversales en appui sur des montants latéraux 33. Les efforts encaissés par ces montants latéraux 33 étant essentiellement verticaux, ils peuvent être avantageusement réalisés sous forme de plaques verticales de faible épaisseur, dans lesquelles on a découpé des évidements circulaires pour les alléger. La paroi arrière de la cabine comporte préférentiellement une ossature identique au plancher, constituée d'une poutre centrale prolongeant la poutre de plancher selon un angle légèrement obtus (correspondant sensiblement à la position assise du pilote), et deux plaques latérales 34. L'ensemble de double motorisation B porte à chacune de ses extrémités un bloc motopropulseur 12,13, identiquesl'uI1 à l'autre, dont seules les héliees 40,41, présentent un pas inversé l'une par rapport à l'autre, afin de contribuer chacune à la progression de l'appareil vers lavant Ces deux moteurs montés en push-pull sont par exemple des J.B.X. PqV.L 425 qui fournissent une puissance de 24 cv environ, à 4500 tr/mn. On a noté plus haut les avantages de sécurité et a ertlcacieÇ propulsive qui résultent de ce type de motorisation adopté. De plus, ia combinaison de ces deux groupes motopropulseurs à hélices montés en opposition,avec la configuration biplan de la voilure, permet d'obtenir un effet d'"ailes soufflées qui améliore encore le comportement en second régime et en montée, De manière préférentielle, les deux blocs motopropulseurs 12,13 sont reliés entre eux par une poutre de liaison cylindrique ; afin de pouvoir résister aux contraintes de cisaillement et de vrillage, tout en limitant ie poids. Le matériau employé peut être du verre, du carbone ou un matériau composite à base de ces éléments. La reprise du poids de l'ensemble de motorisation sur le plancher de l'appareil est assurée au moyen de montants43 encadrant le pare-brise 2 de la cabine de pilotage. Il està noter que les montants 43, ainsi que les tiges de renfort 32 et éventuellement la poutre centrale de la paroi arrière de la cabine de pilotage servent alternativement d'une part de poutre-support pour la reprise du poids de la voilure A,de l'ensemble de motorisation B, et des empennages C,D, lorsque l'appareil est au sol, et d'autre part de poutres de suspension de la cabine de pilotage à ces mêmes éléments de sustentation et de propulsion lorsque l'appareil est en vol. Les empennages D sont en forme de double T, l'empennage horizontal étant situé en haut de dérives. Outre les avantages mentionnés précédemment, cette configuration est particulièrement adaptée à la version amphibiede l'appareil. D'une manière plus générale, la position de l'empen- nage horizontal au-dessus de l'axe d'inertie kle l'appareil est plus favorable pour le ozortement en vrille, ce qui contribue à la sécurité en vol. Elleprésenteégalement des avantages erl ce qui concerne la dd- flexion, ainsi que le ocooorteent aérodynamique par augmentation de l'allongement fictif des empennages.La gouveri e de profondeur peut oomporter en outre un ccxEpensateur. Les deux dérives verticales 17 sont montées sur le bipoutre 14,15. Selon un mode de réalisation avantageux, les deux poutres 14,15 d6 queue sont de forme cylindrique. De manière préférentielle, les réservoirs de carburant sont situés dans un caisson intercalé entre les deux groupes motopropulseurs 12,13, par exemple à-l'intérieur de la poutre cylindrique de liaison des deux groupes 12,13. Cette solution est avantageuse du fait de la reprise des charges sur le plancher au moyen des tiges 32 et 43; si le niveau vibratoirede l'appareil est élevé, on peut amortir les déplacements de ce réservoir au moyen de plots en élastomère antivibreurs. Des réservoirs supplémentaires peuvent également être envisagés à l'intérieur des poutres de queue 14 et 15 dans la région des emplantures. Une caractéristique originale essentielle de l'invention, qui vient s'ajouter aux précédentes, est le montage de trains anticrash sur l'appareil pour en augmenter la sécurité à l'atterrissage, et limiter considérablement les dégradations subies par la structure lors de contacts rudes avec le sol. Chacune des roues du train tricycle est ainsi montée sur =amortisseurs. La roulette de nez est montée sur un train comportant un vérin 46 à amortisseur sandow ou à ressort. En outre, la roulette 45 est montée légèrement en porte à-faux par rapport à la tige de fixation 47, et en rotation autour d'un axe 48 assurant la liaison de ladite roulette avec la tige 47. Ce montage permet le repli de la roulette de nez vers l'arrière, jusqu'à venir en contact avec la partie inférieure de la poutre centrale du plancher de la cabine de pilotac lors des atterrissages brusques. Les efforts sont donc encaissés par l'amortisseur sur toute la course de débattement. En outre, et pour permettre les évolutians au sol, la roulette de nez 45 est orientable, de préférence avec un rappel dans l'axe par ressort. Selon un mode de réalisation différent de celui représs en figure 1, la roulette de nez est montez entre les deux brmx*es d'une f che prolongée par un bras dont l'axe longitadnal est incliné d'environ 50' par rapport au sol vers l'avant de l'appareil. Ce bras incliné est libre oe rotation autour d'un pivot,situé dans sa partie centrale et fixe par rapport à la carlingue. L'extrémité supérieure de ce bras forme bras de levier, et engage unetige de suspension à amortisseur, elle-même reliée à la carlingue. En conséquence, lorsque la roulette subit un choc vertical (lors d'un atterrissage brutal), l'effort se transforme en moment de rotation autour du pivot du bras de levier, entraînant le repli de la roulette, ce mouvement étant contré par l'effet d'amortisseur de la tige de suspension. Dans ce mode de réalisation, la fonction de direction de l'avion au sol dévolue au train avant est assurée par rotation de la fourche de roulette autour de l'axe longitudinal du bras de levier fixe. L'atterrisseur principal est constitué de deux roues 50 montées chacune symétriquement en arrière de la cabine au moyen d'une ossa turne comprenant d'une part un balancier 51 en forme de fourche, articulé h la base 52 de la cabine, et portant entre ses branches le moyeu libre en rotation de la roue 50, et d'autre part une cortre-fiche 53, intercalée entre le moyeu de la roue 50 et la partie haute du montant arrière de la cabine, ladite contre-fiche étant formée de deux poutres en liaison télescopique et étant munie d'un amortisseur et d'un dispositif de crash autorisant le repli total de la roue vers l'arrière, autour de l'axe d'articulation 52 du ba lancier 51 sur la cabine. Dans la version hydravion de l'appareil (fig.3), la con- ception des trains avant et arrière doit être compatible avec l'étanchéité de la partie basse de la cabine en forme de coque 60. Dans le mode de réalisation du fuselage représenté en figures4, 4a et 4b, quelques variantes ont été apport à la description précédente. La conception optionnelle présentée a l'avantage de pouvoir être réalisée à partir de poutres droites uniquement, ce qui simpli- fie la fabrication et le montage âe manière importante. Ainsi, le plancher de la cabre est constitué d'une poutre centrale 70, revêtue d'une surface en nid d'abeille 71 sur sa partie sup6- rieure et enveloppée d'une toile, par exemple er Dacron, dans sa partie inr inférieure pour former le carnage. La surface inférieure de la cabine comporte en outre, une protubérance 72 pour des raisons aérodynamiques, qui peut être formée à partir d'un remplissage en mousse. Le Flancher de la cabine est suspendu à l'ensemble de motorisation et à la voilure au moyen d'un montant 73 situé à l'arrière de la cabine, ainsi que d'un second montant rigide 74, en arrière de la cabine, et remplacant la contre-fiche 32 de la version précédemment décrite.Ces deux montants 73,74 sont reliés entre eux par une plaque évidée 75 qui assure la rigidité de l'ensemble. En outre, au moins un montant 76, situé à l'avant de la bire, assure la reprise des efforts résiduels de l'avant de l'ensemble de: torisation et de la voilure, sur le plancher. Selon cette seconde version, les demi-ailes sont rapport chacune sur le rolongererit vers l'avant despeutresde queue 14,15, qui s' tendent de l'avant de la cabine jusqu'aux empennages D. Les demi-ailes arr 11a, 11b sont pour leur part rapportées sur les poutres de queue prolongée 14,15, légèrement en contre-bas par rapport aux demi-aîles avant 10a,10b, fanon a définir la configuration biplan a fente à faible intarpian. A cet effet, les demi-ailes arrière lla,llb sont suspendues sous ladite poutre leurs emplantures et leurs semelles de longeron. On pourra noter que plus encore que pour le premier mdE de réalisation présenté, le fuselage dela figure 4 résulte par de nombreux aspects de la transposition au dizaine des U.L.V. ou des A. T. L. de solutic techniques inspirées de la technologie des hélicoptères. Un prototype U.L.M. selon l'invention a été plus partit librement étudié, et correspond aux données numériques fournies au long dt de description. Ce prototype est calculé pour uie masse à vide de 175 kg , une masse normale d'utilisation de 350 kg (deux pilotes + environ ZOkg de carburant), et une niasse maximale de calcul de 435 kg (50 kg de carburant deux pilotes équipés de parachutes). Les moteurs dont les références ont été données précédemment ont une consommation de 5 à 8 litres à l'heure ce qui permet de conférer à l'appareil une autonomie de plusieurs heures, en fonction du nombre de réservoirs implantés. Les calculs estimatifs de la polaire de l'appa- reil complet, non équilibré par 1' empennage, conduisent à déterminer la valeur de la finesse maximale au environ de 11 pour une vitesse de 67 km à l'heure environ. La vitesse optimale de montée est d'environ 60 km à l'heure, et la vitesse de croisière économique de 87 km à l'heure. La lx7Z de montée à deux tiers de la puissancc, pour un rendement d'hélice de 0,7, est de 2,27 m par seconde avec deux moteurs. La V reste positive avec un moteur en pleine puissance, à une valeur de 1,3 m par seconde. On peut donc noter que la sécurité en cas de panne d'un moteur est tout à fait assurée avec la configuration retenue. La distance de roulement au décollage de l'appareil en pleine charge est de 70 mètres environ et la vitesse de décollage calculée est aux alentours de 57 kilomètres à l'lleare. Le décrochage en configuration lisse intervient aux environs de 50 kilomètres à l'heure. REVENDICATIONS 1 ) Avion entrant dans la catégorie des C.L.. aes A.T.L., du type constitué d'une celle rigide à ailes portantes présentant un fuselage équilibré par des empennages horizontal et vertical, ladite cellule étant entraînée en mou vexent par au moins un groupe motopropulseur à hélice, et étant pourvue de gouvernes de direction, de gouvernes de profondeur, et d'ailerons pour le pilotage dans les trois dimen sions de l'espace, avion caractérisé en ce que les ailes portante A sont réalisées sous la forme d'une voilure à biplan décaié à faible interplan et haubané, en ce que ltempennage vertical (17) est formé d'une double dérive montée sur une structure bipoutre (14,15) rapportée sur l'arrière du fuselage, en ce q deux groupes motopropulseurs à hélice (12,13) sont montés en opposition au-dessus de la cellule, le groupe avant (12) étan tracteur et le groupe arrière (13) étant propulseur, et les axes de rotation de leurs hélices (40,41) respectives étant en alignement, et en coque le bloc de double motorisation B, les emplantures des ailes et celles du bipoutre forment un en semble rigide auquel est suspendue la cabine de pilotage. 2") Avion selon la revendication 1, caractéris en ce que la cellule est pourvue d'un train d'atterrissage tricycle, l'atterrisseur principal étant constitué de deux roues (50) montées chacune symétriquement en arrière de la cabine au moyen d'une ossature comprenant d'une part, un balancier (51) en forme de fourche, articulé à la base de la cabine, et portant entre ses branches le moyeu libre en rotati de la roue (50), et d'autre part une contre-fiche (53) intercalée entre le moyeu de la roue (50) et la partie haute du montant arrière de la cabine, ladite contre-fiche étant formé de deux poutres en liaison télescopique et étant munie d'un amortisseur et d'un dispositif de crash autorisant le repli total de la roue (50) vers l'arrière, autour de l'axe d'articulation (52) du balancier sur la cabine. 30) Avion selon la revendication 2 caractérisé en ce que la roulette de nez (45) du train tricycle est orientable et rappelée élastiquement dans l'axe de l'avion,et qu'elle est munie d'un amortisseur (46). 40) Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que le bipoutre de queue B est articulé sur le bloc de double motorisation B selon un axe horizontal transversal, et est réglable et immobilisable angulairement au moyen d'une contrefiche (32)de reprise poids du bipoutre C sur le plancher de la cabine. 50) Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les deux moteurs des deux groupes motopropulseurs (12,13) à hélices sont identiques, et que l'hélice (41) du groupe motopropulseur arrière (13) présente un pas inversé par rapport à celle (40) du groupe motopropulseur avant (12). 60) Avion selon l'une quelconque des revendications de 1 à 5 , caractérisé en ce que les réservoirs de carburants comprennent un réservoir principal situé dans un caisson intercalé entre les deux groupes motopropulseurs (12, 13) ainsi que des réservoirs secondaires optionnels, logés à l'intérieur descylindres de queue (14,15) formant ladite structure bipoutre portant les empennages D. 70) Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les empennages D sont du type en Té, la gouverne de profondeur (16) étant monobloc et pontée entre les parties supérieures des dérives verticales (17). 80) Avion selon la revendication 1, caractérisée en ce que la cabine est revêtue intérieurement d'un plancher constitué d'une structure en nid d'abeilles (71) posée sur une poutre centrale (70), et est recouverte extérieurement d'une toile de carénage en Dacron ou équivalent, ledit carénage étant mis en forme au moyen d'un remplissage en mousse, et façonné en nervure aérodynamique centrale (72) dans sa partie arrière inférieure. 9 ) Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que la cabine est profilée en forme de coque flottante (60) dans sa partie inférieure. 100) Avion selon l'une quelconque des revendications de 1 à 9, caractérisé en ce qu'il présente les caractéristiques suivantes - masse à vide 175 Kg - masse maximale en pleine charge 435 Kg - puissance moteur 24CV à 4500 tours/mn - vitesse de décrochage 50 Km/h envia - finesse maxi. 11 environ - vitesse à la finesse maxi. 67 Km/h envis - vitesse de croisière économique 87 Km/h envi - vitesse optimale de montée 60 Km/h envis - vitesse de décollage 57 Km/h envis - distance de décollage sur herbe en conditions standards 70 m enviz