FR 2747364 A1 19971017 FR 9604887 A 19960415 PROCEDE ET DISPOSITIF POUR AMORTIR LES VIBRATIONS OU EMPECHER LEUR APPARITION SUR DES CELLULES D'AERONEF EN VOL TRANSSONIQUE La présente invention a trait à l'élimination des vibrations engendrées par l'apparition en vol transsonique sur des cellules d'aéronef et plus particulièrement encore d'avions du type quadriréacteur long-courrier, soit d'oscillations non amorties, divergentes constituant ce que l'on appelle communément le flottement, soit d'oscillations auto-entretenues à amplitude limitée dites oscillations à cycle limite. Le flottement conventionnel est un couplage aéroélastique instable entre des forces inertielles, élastiques et des forces aérodynamiques instationnaires linéaires, qui se caractérise par l'apparition d'oscillations divergentes, susceptibles d'entraîner rapidement la destruction de l'aéronef. L'oscillation à cycle limite, quand elle est amorcée, se stabilise à une certaine amplitude, constante, susceptible d'affecter plus ou moins fortement le confort des passagers et de l'équipage, voire la manoeuvrabilité de l'aéronef et d'entraîner des conséquences plus ou moins dommageables pour l'aéronef suivant les amplitudes atteintes et les fréquences. Les oscillations à cycle limite résultent d'un couplage de même nature que celui du flottement conventionnel et s'apparentent à un régime vibratoire ayant en commun avec ce dernier le fait qu'il survient à une fréquence fixe, généralement inférieure à 20Hz et, plus particulièrement sur les avions du type gros porteur, inférieure à 5Hz, cette fréquence dépendant de l'amortissement des modes de vibration couplés. Le phénomène d'oscillation à cycle limite peut apparaître dans des domaines de vol où il y a risque de flottement, mais il peut également apparaître dans des domaines de vol où il n'y a pas de risque de flottement. II peut s'expliquer par l'existence, dans des conditions de vol transsonique, de non-linéarités aérodynamiques. Le phénomène d'oscillation à cycle limite, dans certaines conditions de chargement, de Mach et de vitesse, peut apparaître spontanément (sans sollicitations particulières), ou à la suite de turbulence ou de mouvements imposés de gouvernes, ou être provoqué à des fins d'expérience par un braquage en créneau des ailerons. Le mouvement entretenu, lorsqu'il s'établit, se traduit par des mouvements complexes de tangage (pas forcément en phase) des deux moteurs externes du quadrimoteur, de flexion latérale de ces mêmes moteurs externes, de flexion et vrillage de la voilure et de flexion verticale du fuselage. On a pu ainsi constater des accélérations verticales de la partie avant du fuselage atteignant + 0,2 9, engendrant des vibrations tout à fait inconfortables. Pour remédier au flottement conventionnel, on a déjà eu recours dans le passé à l'adjonction de masses identiques sur chaque aile d'un avion ; il est en effet bien connu que l'installation de masses placées symétriquement dans les voilures droite et gauche est de nature à repousser la limite de vitesse à partir de laquelle peuvent apparaître des vibrations de la structure. Cependant, la disparition des oscillations divergentes résultant du flottement s'est payée d'une contrepartie en masse supplémentaire embarquée prohibitive, contraire aux impératifs de plus en plus drastiques d'augmentation du ratio charge utile/poids à vide de l'avion. La présente invention a précisément pour but d'amortir les vibrations de cellules d'aéronef, engendrées par des oscillations divergentes ou à cycle limite dans certaines conditions de vol transsonique, ou d'éviter l'apparition de ces vibrations, ou tout au moins de les repousser vers des vitesses plus élevées, en proposant une solution à la fois simple et efficace et moins pénalisante que les solutions mises en oeuvre jusqu'à présent pour résoudre ces phénomènes d'oscillation. A cet effet, I'invention a pour objet un procédé pour amortir les vibrations ou empêcher leur apparition sur des cellules d'aéronef en vol transsonique, ledit aéronef comprenant un fuselage portant, de chaque côté, une voilure fixe munie d'au moins un moteur de propulsion, caractérisé en ce qu'il consiste à munir ladite voilure d'une masse additionnelle fixe répartie de manière asymétrique de part et d'autre du fuselage, ladite masse étant logée à l'intérieur du volume délimité par ladite voilure. Suivant un mode de mise en oeuvre préféré, ladite masse est dans sa totalité placée dans l'une des voilures, de droite ou de gauche, de l'aéronef. De préférence, ladite masse sera placée le plus loin possible en bout de voilure et au voisinage du bord d'attaque. Elle pourra être avantageusement constituée d'éléments distincts répartis judicieusement dans la section de voilure au delà du moteur pour un bimoteur, ou du moteur externe pour un quadrimoteur. A la suite d'essais, il s'est avéré que dans diverses conditions de vol, à Mach entre 0,84 et 0,86, on obtenait de très bons résultats d'atténuation de vibrations, par l'adjonction sur une seule des deux voilures fixes d'un aéronef d'une masse de 260 Kg. Ces résultats se sont révélés meilleurs que ceux obtenus, dans les mêmes conditions de vol et avec le même aéronef, en chargeant chacune des deux voilures fixes d'une masse de 220 Kg, cette valeur des masses s'étant par ailleurs elle-même révélée la plus efficace de la série d'essais à répartition symétrique suivant différentes valeurs. II s'ensuit donc que par rapport à la solution connue d'ajout symétrique de masses, la solution conforme à l'invention économise (2 x 220) 260 = 180 Kg et, ce, pour une plus grande efficacité d'atténuation des vibrations. Par ailleurs, ladite masse ayant été placée sur la voilure la plus sollicitée par les oscillations à cycle limite, les essais montrent de manière surprenante que les effets de cette masse non seulement sont bénéfiques pour la voilure ainsi modifiée, mais également pour l'ensemble de l'aéronef. II est à noter que la dissymétrie de surcharge peut n'être pas totale, c'est à dire tout d'un côté et rien de l'autre, mais peut être mise en oeuvre de façon moins déséquilibrée, c'est à dire une partie très substantielle de la masse globale d'un côté et le reste de l'autre côté, selon le type d'aéronef, les conditions de vol, etc... L'ajout de masse sur un ou chaque côté de voilure, peut être constitué d'un ou plusieurs éléments séparés, par exemple d'un alliage à base de tungstène , de formes et dimensions adaptées aux endroits récepteurs. La ou les masses en question peuvent être constituées également, en variante, par un réservoir embarqué rempli de liquide, en particulier du carburant aviation. C'est ainsi que l'aéronef pourrait embarquer du carburant supplémentaire disposé judicieusement par exemple dans les parties d'ailes au delà du moteur externe pour constituer la masse selon l'invention, la quantité considérée de carburant étant confinée dans la zone affectée pendant toute la durée d'un vol ou utilisée en fin de vol hors du domaine de vol dans lequel sont susceptibles d'apparaître les phénomènes de flottement ou d'oscillation à cycle limite. Suivant encore une autre manière, on peut envisager d'introduire localement en bout d'aile par exemple, des renforts structuraux intégrés, par exemple des surépaisseurs de certaines parties de nervures, pour constituer à demeure une masse supplémentaire sans contrepartie dans la partie homologue de l'autre aile. II est important par ailleurs de signaler qu'en dépit du fait que les essais ont été effectués en régime d'oscillation à cycle limite, il y a tout lieu de penser que la solution apportée par l'invention est également de nature à amortir les vibrations résultant d'un flottement conventionnel. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de modes de mise en oeuvre du procédé de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement et en regard des dessins annexés sur lesquels - Figure 1 représente un diagramme altitude/vitesse définissant les différents domaines de vol d'un aéronef - Figure 2 est un diagramme amortissement/vitesse illustrant les phénomènes de flottement - Figure 3 est un diagramme amortissement/vitesse illustrant le phénomène d'oscillation à cycle limite - Figure 4 est un diagramme analogue à celui de la figure 3, illustrant les effets de masses symétriques et asymétriques sur l'amortissement des vibrations - Figure 5 illustre un mode d'implantation d'une masse fragmentée, à l'extrémité d'une aile d'avion - Figure 6 illustre schématiquement la constitution à l'extrémité d'une aile d'une masse additionnelle sous la forme d'un réservoir supplémentaire de carburant, et - Figures 7 à 9 représentent des courbes d'accélération mesurées pendant des essais sur un aéronef, respectivement sans masse additionnelle, avec deux masses identiques symétriques, et avec une seule masse d'un seul côté de la voilure. Le phénomène d'oscillation à cycle limite, dans certaines conditions de chargement, de Mach, en particulier entre 0,75 et 0,95, et de vitesse, peut apparaître spontanément (sans sollicitations particulières), ou à la suite de turbulence ou de mouvements imposés de gouvernes, ou être provoqué à des fins d'expérience par un braquage en créneau des ailerons. Dans l'ensemble de l'aéronef, c'est à dire aussi bien les voilures droite ou gauche, que le fuselage ou l'empennage, s'établissent des oscillations auto-entretenues à fréquence fixe, comprise entre 2,8 et 3,0 Hz environ, et dont l'amplitude reste à peu près constante en fonction du temps. Les mouvements engendrés sont des mouvements complexes de tangage (pas forcément en phase) des moteurs externes, dans le cas d'un quadrimoteur, de flexion latérale de ces mêmes moteurs externes, de flexion et vrillage de la voilure et de flexion verticale de fuselage. II a également été observé que la réponse de l'aéronef à ces sollicitations est asymétrique, I'extrémité de l'une des voilures étant davantage sujette à vibrations que l'autre, de même que le fuselage dont on a observé à l'avant des accélérations verticales pouvant atteindre + 0,2 g, lesquelles génèrent des vibrations inconfortables. Outre l'incidence sur le confort du personnel navigant et des passagers, les oscillations à cycle limite, si elles ne sont pas dangereuses pour la sécurité de l'aéronef, peuvent néanmoins avoir des conséquences dommageables et dégrader la pilotabilité de l'aéronef. Pour chaque type d'aéronef, on définit un domaine de vol normal ou opérationnel (figure 1) limité par une vitesse maximale opérationnelle, VMO et un Mach maximal opérationnel MMO et un domaine de vol périphérique limité par une vitesse maximale VD et un Mach maximal MD. On a représenté sur la figure 1 respectivement en 1 et 2 les lignes d'isoMach pour les vitesses VMO et VD. Une altitude maximale dite plafond limite le domaine en altitude. Le domaine opérationnel est celui dans lequel évolue l'aéronef dans les conditions normales d'opération. L'aéronef peut évoluer dans le domaine périphérique dans des conditions exceptionnelles, à l'occasion de manoeuvres exceptionnelles de type piqué par exemple. Les règlements internationaux FAR/JAR25 demandent pour les "Large Turbine Powered Airplanes" de justifier l'absence de flottement ou de toutes vibrations excessives jusqu'à VD par des essais en vol lorsque MD est supérieur ou égal à 0,8. L'absence de flottement doit être démontrée par analyse jusqu'à 1,2 VD et 1,2 MD borné par Mach 1. On a illustré sur la figure 1 un tel domaine de vol dit "domaine étendu", délimité par la ligne 3 d'isoMach (Mach 1), à l'intérieur duquel l'aéronef, ne doit pas être sujet à flottement. II faut aussi montrer que l'aéronef n'est pas soumis jusqu'à VD à des vibrations excessives qui auraient pour conséquences de dégrader la pilotabilité, d'accroître la fatigue de l'équipage ou de causer des dommages structuraux. Selon la sévérité du problème rencontré et la répartition des masses de carburant et de la masse marchande, les oscillations à cycle limite, qui peuvent s'expliquer par l'apparition de non linéarités aérodynamiques, peuvent survenir dans le domaine de vol opérationnel ou dans le domaine périphérique. Ces oscillations peuvent se déclencher bien que les analyses conventionnelles linéaires ne montrent pas de risque de flottement mais font simplement apparaître des amortissements faibles. Sur la figure 2, on a représenté un diagramme d'amortissement des vibrations (a en %) en fonction de la vitesse de l'aéronef. L'axe des vitesses définit, en dessous (amortissement positif), un domaine de vol stable et, au dessus (amortissement négatif), un domaine instable. Tant que la courbe 4 d'amortissement demeure dans le domaine stable, c'est-à-dire, tant que la vitesse demeure inférieure à la vitesse critique de flottement VCF (amortissement nul), si pour une raison quelconque une oscillation est engendrée dans la cellule, on observera (courbe s de la figure 2) une décroissance exponentielle du mouvement oscillatoire, I'amortissement a étant positif. Au delà de la vitesse VCF, on entre dans le domaine instable illustré par la courbe i de la figure 2, dans lequel on observe une croissance exponentielle du mouvement oscillatoire, du type ea27(Ft, F étant la fréquence de l'oscillation et t le temps. Sur la figure 3, on a représenté une courbe 5 d'amortissement des mouvements oscillatoires en fonction de la vitesse, située dans le domaine stable (amortissement a positif) et en forme de segment convexe. Si l'amortissement est inférieur à une valeur dite a mini, dépendant du couplage aéroélastique, des oscillations à cycle limite peuvent se déclencher, par exemple à la suite d'une sollicitation par braquage de gouverne , d'une turbulence, ou spontanément, sans sollicitation particulière. Une valeur d'amortissement a mini proche de 1 % peut être considérée comme une limite annonciatrice du risque d'oscillation à cycle limite, étant entendu que la détermination de cette valeur a mini échappe aux analyses aéroélastiques conventionnelles. On a représenté sur la figure 3 la partie sommitale de la courbe 4, entre les vitesse V1 et V2, correspondant à un amortissement inférieur à a mini. Cette partie définit une plage de vitesses à l'intérieur de laquelle peuvent apparaître des oscillations à cycle limite telles que celle illustrée par la courbe LCO de la figure 3. Dans l'exemple de cette figure 3, les oscillations à cycle limite ne sont susceptibles d'apparaître ni à une vitesse inférieure à V1, ni à une vitesse supérieure à V2. Dans ces deux domaines extrêmes, on observe, comme illustré par les courbes si et S2 de la figure 3, une décroissance exponentielle du mouvement oscillatoire. Sur l'axe des vitesses de la figure 3, on a porté les vitesses VMO, VD et 1,2 VD. On observe que la vitesse maximale VD se situe entre V1 et V2. II s'ensuit que l'aéronef, lorsqu'il évolue dans le domaine de vol périphérique, est susceptible d'être le siège d'oscillations à cycle limite lorsque sa vitesse sera entre V1 et VD. S'il entre dans le domaine étendu (entre VD et 1,2 VD), les risques d'apparition de telles oscillations disparaîtront au delà de la vitesse V2. Pour y remédier, I'invention propose de recourir à l'adjonction d'une masse fixe sur la voilure, ce qui, certes, n'est pas en soi nouveau, mais suivant des modalités originales qui se sont révélés avoir de manière surprenante et inattendue des conséquences tout à fait positives, d'une part, au plan de la réaction des aéronefs et, d'autre part, au plan des avantages économiques en regard des solutions techniques anciennement mises en oeuvre pour éliminer ou réduire ces fameuses oscillations à cycle limite. Conformément à l'invention, on détermine pour chaque type d'aéronef, plus particulièrement des avions du type quadrimoteur long-courrier, une masse fixe que l'on va ajouter à la voilure de manière asymétrique. La figure 4 illustre les effets d'un tel ajout de masse. Elle reprend la courbe de la figure 3 à laquelle ont été adjointes une courbe 5 d'amortissement correspondant à l'ajout symétrique de masses, à la manière connue, et une courbe 6 d'amortissement correspondant à l'ajout de masses conformément à l'invention. La courbe 5 correspond pratiquement à une légère translation vers les amortissements positifs de la courbe 4. Pratiquement toute la courbe 5 est en deçà de la limite a mini, le sommet de la courbe étant très légèrement au delà de cette limite. Ces résultats ont été obtenus en surchargeant symétriquement chacune des voilures, gauche et droite, de l'aéronef, d'une masse de 220 Kg. La courbe 6 correspond au même aéronef évoluant dans les mêmes conditions d'essai et dont seulement l'une des deux voilures a été surchargée, conformément à l'invention, la masse ajoutée étant de 260 kg. On constate sur la figure 4 que la courbe 6 se déduit pratiquement de la courbe 5 à partir non seulement d'une légère translation vers les amortissements positifs mais en outre d'une légère translation vers les vitesses plus élevées. En d'autre termes, on s'éloigne bien mieux que dans le cas de la courbe 5 de la zone de risque d'apparition d'oscillations à cycle limite (zone délimitée par les lignes tiretées correspondant V1, V2 et a mini) et, ce, pour un ajout total de masse de 260 Kg contre 2 x 220 = 440 kg dans le cas de la courbe 5. De surcroît, la partie sommitale de la courbe 6 la plus voisine de la limite a mini est décalée nettement vers les limites supérieures de vitesse autorisées, ce qui renforce la marge de sécurité. L'amortissement étant constamment positif, entraîne bien entendu une réduction des amplitudes des vibrations. Ainsi, on améliore notablement le confort des passagers ainsi que le confort de pilotage de l'aéronef dont la sécurité est renforcée puisqu'il se trouve dans un domaine de vol plus éloigné de l'instabilité. Le procédé de l'invention peut se mettre en oeuvre suivant plusieurs modalités. Le caractère asymétrique de l'ajout de masse peut se traduire par l'agencement, comme cela sera le cas de préférence, de la totalité de ladite masse d'un seul côté de la voilure, droit ou gauche, avec une préférence pour charger le côté le plus sollicité par les vibrations. L'asymétrie peut néanmoins se traduire par une répartition dissymétrique de la masse qui sera divisée en deux parties inégales, la partie la plus importante étant de préférence placée sur la voilure, droite ou gauche, la plus sollicitée. Chaque masse placée d'un côté ou de l'autre du fuselage pourra être une masse d'un seul bloc ou une masse fragmentée en plusieurs éléments, identiques ou non en forme et dimensions, en fonction de l'endroit d'implantation ou fixation. D'une manière générale, sur chaque voilure, droite ou gauche, la masse, monobloc ou fragmentée, sera placée le plus possible en bout d'aile, au delà du moteur, ou du moteur externe pour un quadrimoteur, et au voisinage du bord d'attaque. La figure 5 illustre un mode de répartition d'une masse fragmentée en plusieurs éléments séparés logés en divers endroits à l'intérieur du volume délimité par une voilure droite 7 d'un aéronef, par exemple un quadrimoteur dont on a symbolisé en M l'axe du moteur externe (non représenté) la voilure étant vue de dessus. En 8, 9, 10 et 11 sont respectivement représentés le longeron avant et les nervures de bout d'aile. Certains éléments de masse 12, en forme de plaque allongée, sont fixées sur le longeron avant 8. Un autre élément en forme de plaque 13 est fixé sur une nervure (9). Deux autres éléments 14, en forme de plaque, sont logés entre les nervures 9 à 11. Les éléments 12, 13, 14 sont par exemple des plaques rectangulaires en alliage à base de tungstène dont la géométrie est appropriée aux endroits de fixation (par tous moyens appropriés). Ils ont des poids variables suivant le type d'aéronef, étant entendu que chaque élément a une masse fixe et que l'ensemble totalise une masse déterminée à partir d'une modélisation et d'une série d'essais en vol. Des essais en vol comparatifs ont été réalisés sur un même aéronef, d'une part, avec aménagement selon la technique ancienne (même masse sur chaque aile) et, d'autre part, avec aménagement selon l'invention, la masse ajoutée étant tout entière d'un côté du fuselage. II s'est ainsi révélé que le meilleur amortissement des vibrations générées par des oscillations du type à cycle limite, pour un aéronef muni sur chaque voilure d'une même masse additionnelle, était obtenu pour une masse de 220 Kg sur chaque aile, soit 440 Kg au total de surpoids. Comme représenté plus haut à propos de la figure 4, avec un aménagement selon l'invention, un amortissement supérieur à celui obtenu avec la répartition symétrique de masses ci-dessus a été obtenu avec une seule masse additionnelle de 260 Kg. De manière surprenante et inattendue, car les tentatives selon l'invention allaient à contre-courant des résultats obtenus selon la méthode ancienne connue de masses additionnelles identiques sur chaque aile, on a ainsi constaté qu'en réduisant substantiellement la masse additionnelle, respectivement en passant de 440 Kg à 260 Kg dans l'exemple ci-dessus, on obtenait malgré tout une amélioration sensible de l'amortissement des vibrations. Suivant une autre constatation inattendue, la surcharge totalement dissymétrique apportée à la voilure, conformément à l'invention, non seulement amortit efficacement les vibrations de l'aile surchargée, mais a une incidence tout aussi efficace sur la réaction globale de l'aéronef dont les vibrations dans les autres parties de la cellule ont également été efficacement amorties. Si les meilleurs résultats sont obtenus avec la totalité de la masse additionnelle fixée sur la voilure la plus sollicitée (dans le cas d'un aéronef à comportement asymétrique), ou l'une quelconque des deux voilures (dans le cas d'un aéronef à comportement symétrique), de bons résultats sont néanmoins obtenus avec une masse additionnelle totale fractionnée en deux parties inégales, I'une, fixée sur la voilure de droite et, I'autre, sur la voilure de gauche. II est à noter que la masse additionnelle à ajouter à la voilure peut être constituée par des renforts structurels locaux, par exemple une surépaisseur localisée, réalisée à la construction de la voilure, d'éléments constitutifs de cette voilure aux endroits les plus appropriés. La masse additionnelle, au lieu d'être métallique, peut être constituée par un liquide, par exemple du carburant confiné dans un ou plusieurs réservoirs maintenus en permanence remplis et agencés aux endroits les plus appropriés. La figure 6 illustre tout à fait schématiquement une telle solution, suivant laquelle un réservoir additionnel 15 est disposé (parties hachurées) à l'intérieur de la voilure 7, entre les nervures 9 à 11, et au delà de l'axe M du moteur externe. Ce réservoir 15, rempli de carburant, est bien entendu relié au système de réservoir d'aile de l'aéronef. Le contenu du réservoir 15 constitue une quantité supplémentaire de carburant et peut être sans inconvénient relié aux réservoirs traditionnels, ladite quantité supplémentaire étant confinée dans la zone affectée pendant toute la durée d'un vol ou utilisée en fin de vol hors du domaine de vol dans lequel sont susceptibles d'apparaître les phénomènes de flottement ou d'oscillation à cycle limite. La figure 7 illustre les conséquences sur l'accélération verticale respectivement en extrémité de voilure droite (a) et sur l'avant du fuselage (b) de vibrations engendrées sur un aéronef d'essai soumis à des oscillations à cycle limite, les conditions de vol étant : tous réservoirs pleins de carburant, VD, MMO, L'aéronef n'étant pourvu d'aucune masse additionnelle. Sur cette figure on observe que dès l'apparition des oscillations, cellesci s'auto-entretiennent sans pratiquement aucun amortissement. La figure 8 correspond à des essais sur le même aéronef, dans les mêmes conditions de vol, mais avec ajout sur chaque voilure d'une même masse de 220 Kg, soit 440 Kg de masse supplémentaire. On observe aussi bien en extrémité de voilure (a) que sur le fuselage (b), un amortissement des accélérations engendrées par les oscillations à cycle limite. La figure 9 correspond à des essais sur le même aéronef et dans les mêmes conditions de vol, mais avec ajout, conformément à l'invention, d'une seule masse de 260 Kg en bout de voilure droite. On observe que l'amortissement des accélérations, aussi bien sur voilure (a) que sur fuselage (b), est très sensiblement plus rapide que dans le cas d'ajout symétrique de masses de la figure 8. D'une manière générale et en résumé, le procédé de l'invention permet en quelque sorte de faire disparaître les oscillations à cycle limite ou tout au moins de les repousser hors du domaine périphérique et même au delà du domaine étendu (1,2 VD), suivant la masse ajoutée conformément à l'invention. II est par ailleurs à noter que la solution technique proposée par l'invention et décrite ci-dessus dans son application à l'élimination des phénomènes d'oscillations à cycle limite, est susceptible des mêmes effets à l'égard des oscillations divergentes du type flottement au cas où l'aéronef, ainsi équipé, se trouverait dans des conditions d'apparition de ce phénomène. REVENDICATIONS 1. Procédé pour amortir les vibrations ou empêcher leur apparition sur des cellules d'aéronef en vol transsonique, ledit aéronef comprenant un fuselage portant, de chaque côté, une voilure fixe (7) munie d'au moins un moteur de propulsion, caractérisé en ce qu'il consiste à munir ladite voilure (7) d'une masse additionnelle fixe (12 à 14, 15) répartie de manière asymétrique de part et d'autre du fuselage, ladite masse étant logée à l'intérieur du volume délimité par ladite voilure (7). 2. Procédé suivant la revendication 1, caractérisé en ce que ladite masse (12 à 14, 15) est dans sa totalité placée dans l'une (7) des voilures, de droite ou de gauche. 3. Procédé suivant la revendication 1, caractérisé en ce que la masse est répartie en deux parties inégales chacune fixée sur l'une des deux voilures. 4. Procédé suivant la revendication 2, caractérisé en ce que ladite masse est placée à l'intérieur de celle des deux voilures qui vibre le plus en cas d'oscillations à cycle limite. 5. Procédé suivant l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite masse (12 à 14) est fixée sur la partie de voilure au delà de l'axe (M) du moteur, ou du moteur externe. 6. Procédé suivant la revendication 5, caractérisé en ce que ladite masse est placée le plus loin possible en bout de voilure (7) et au voisinage du longeron avant (8). 7. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé suivant l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la masse fixée sur l'une et/ou l'autre des deux voilures est monobloc. 8. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé suivant l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la masse fixée sur l'une et/ou l'autre des deux voilures est fragmentée en plusieurs éléments (12 à 14). 9. Dispositif suivant la revendication 7 ou 8, caractérisé en ce que les masse ou éléments de masse (12 à 14) sont métalliques et conformés de façon à s'adapter aux endroits de fixation. 10. Dispositif suivant la revendication 7 ou 8, caractérisé en ce que les masse ou éléments de masse sont constitués par des renforts structurels locaux de la voilure. 11. Dispositif suivant la revendication 7, caractérisé en ce que les masse ou éléments de masse sont constitués par un réservoir de liquide (15), notamment du carburant.