FR 2915459 A1 20081031 FR 0754689 A 20070425 1 Architecture d'avion à fuselage large La présente invention appartient au domaine des avions comportant une aile fixée au fuselage. En particulier l'invention est relative à une architecture d'avion dans laquelle le fuselage est adapté pour permettre un chargement optimum des 5 différentes charges utiles, passagers, marchandises, carburant ... Pour réaliser des avions, en particulier ceux ayant de grandes capacités de chargement, sans nuire aux performances de vitesses et aux capacités opérationnelles, diverses solutions ont été imaginées. 10 Une première solution est celle d'une architecture d'avion conventionnel, c'est à dire avec un fuselage cylindrique sur une partie essentielle de sa longueur auquel est fixée l'aile de l'avion. Dans ce cas pour augmenter la capacité de transport de l'avion les dimensions du fuselage sont augmentées, soit par un allongement de la partie cylindrique du fuselage, soit par une augmentation de la 15 section cylindrique du fuselage L'allongement de la partie cylindrique du fuselage est la solution généralement la mieux adaptée, et la plus utilisée, pour créer une version d'un modèle d'avion existant dont on souhaite augmenter la capacité. Des exemples de telles versions d'avion à capacité augmentée par un allongement de la partie 20 cylindrique du fuselage sont nombreux. A titre d'exemple on peut citer l'Airbus A321 qui comporte un fuselage allongé par rapport à la version de base A320 ou encore le Boeing B737 dont des versions successives du B737-100 au B737-900 ont été dotées de fuselages allongés sans modifier la section de la partie cylindrique pour augmenter la capacité en nombre de passagers. 25 Si une telle solution est avantageuse pour augmenter la capacité d'un modèle d'avion existant en créant de manière économique une nouvelle version, celle-ci ne permet qu'une augmentation limitée en raison des contraintes imposées par la conception initiale et en particulier par la section de la partie cylindrique du fuselage dont la longueur ne peut pas être raisonnablement augmentée au-delà de certaines limites structurales et opérationnelles. Une deuxième solution connue, également basée sur une architecture d'avion conventionnel, consiste, lors de la conception d'un avion, à définir une section de la partie cylindrique du fuselage plus grande pour augmenter le volume disponible dans lequel une charge utile peut être transportée. Pour éviter de trop augmenter les diamètres des sections cylindriques de sections circulaires, dans lesquelles le volume disponible n'est pas aisé à utiliser de façon optimale au-dessus de certains diamètres, les sections de la partie cylindrique sont soit plus hautes que large, comme par exemple sur l'Airbus A380 ou sur le Boeing 747, soit plus large que haute comme proposé dans le brevet FR 1 460 060. Dans ces cas, la forme de la section droite du fuselage est obtenue plus ou moins en superposant ou en juxtaposant deux sections proches de sections correspondant sensiblement à des parties de cercles, dit lobes, déterminant des zones compartimentées, et le rapport entre la hauteur et la largeur du fuselage est alors inférieur à 2 lorsque les lobes sont superposés ou supérieur à 0,5 lorsque les lobes sont juxtaposés compte tenu d'une zone de recouvrement théorique des deux lobes. Bien que permettant d'obtenir des avions de capacité de transport sensiblement augmentée sans remettre en cause les autres caractéristiques conventionnelles de l'avion, cette méthode a l'inconvénient d'une part de créer des zones compartimentées dans le fuselage, imposées par l'agencement des lobes, ce qui a pour effet de limiter les possibilités de chargement, et d'autre part de maintenir de nombreuses contraintes de conceptions en ce qui concerne notamment les installations motrices, les trains d'atterrissage, les moyens de chargement et autres servitudes nécessaires ou utiles lors de l'opération de l'avion, contraintes connues sur les avions conventionnels en général mais exacerbées par les dimensions des avions lorsque de plus grandes capacités d'emport sont recherchées. Une troisième solution consiste à utiliser le principe de l'aile volante, c'est à dire d'un avion sans fuselage distinct mais comportant une aile dont la partie médiane est d'épaisseur très augmentée pour créer dans cette partie médiane un volume nécessaire pour le transport de la charge utile. Ce type d'architecture n'a cependant qu'exceptionnellement conduit à des réalisations industrielles. Un problème sur les ailes volantes est lié à l'installation des moteurs de propulsion qui doivent à la fois ne pas créer de pénalités aérodynamiques inacceptables, limiter les conséquences sur la conception des autres parties de l'avion, fuselage, train d'atterrissage et issues par exemple, et ne pas poser de difficultés particulières d'entretien, autant de contraintes difficiles à limiter lorsque les moteurs sont fixés sous l'aile ou dans l'épaisseur de celle-ci comme dans les réalisations connues. Un autre problème vient des difficultés pour agencer un nombre suffisant d'issues pour le chargement et l'évacuation des passagers ou des marchandises, car la zone de la cabine d'une aile volante est vaste en surface et en volume alors que les zones situées sur le périmètre de cette cabine et sur lesquelles peuvent être implantées des issues sont limitées et sont en outre placées, en partie, au bord d'attaque de l'aile dans des zones à fortes courbures et soumises à des contraintes structurales et aérodynamiques sévères. Un autre problème concerne la difficulté à gérer pendant le chargement et en vol la position du centre de gravité de l'avion qui doit être maintenu dans une zone relativement restreinte alors que la zone de chargement est pour sa part très étendue en surface. En outre ce type d'architecture dite aile volante est très éloigné des architectures dites conventionnelles des avions actuels et se heurte encore de nos jours à des préjugés qui tendent à rejeter l'usage de solutions aussi différentes des solutions actuellement utilisées. Il convient donc de constater qu'aucune architecture globale d'avion, échappant aux contraintes des avions conventionnels à fuselage cylindrique, n'est proposée pour réaliser un avion, en particulier un avion de grande capacité de transport, et résoudre les nombreux problèmes que posent la conception et l'exploitation d'un tel avion. La présente invention a précisément pour objectif de définir une architecture d'avion dont la forme nouvelle du fuselage et les agencements des différents éléments de l'avion relativement au fuselage apporte des solutions aux difficultés rencontrées lors de la conception d'avions de grandes capacités. Pour cela, suivant un agencement conventionnel, l'avion comporte un fuselage et au moins une aile fixée au fuselage entre une extrémité avant et une extrémité arrière du fuselage, le fuselage comportant un axe longitudinal orienté suivant une direction X. Une surface extérieure détermine une forme enveloppe déterminant la géométrie de sections droites perpendiculaires à l'axe longitudinal suivant des positions successives décalées le long de l'axe longitudinal, chaque section droite ayant une largeur maximale I suivant une direction Y dans un plan horizontal d'un repère avion et une hauteur maximale h suivant une direction Z dans un plan vertical dans le repère avion. Suivant l'architecture proposée par l'invention : la largeur maximale I des sections droites du fuselage est évolutive de manière sensiblement continue entre l'extrémité avant et l'extrémité arrière ; la hauteur maximale h des sections droites du fuselage est sensiblement constante dans une zone centrale du fuselage située entre une zone avant du coté de l'extrémité avant du fuselage et une zone arrière située du coté de l'extrémité arrière du fuselage ; pour chacune des zones avant et arrière, la hauteur maximale h des sections droites est évolutive de manière sensiblement continue entre la hauteur maximale de la zone centrale dans une section de raccordement de la zone concernée avec ladite zone centrale et une hauteur d'extrémité diminuée au niveau de l'extrémité concernée du fuselage. Ainsi la forme proposée permet d'obtenir un fuselage de grande capacité 30 qui évite les difficultés des solutions connues, notamment en terme d'agencement des issues, des moteurs et des trains d'atterrissage. Pour maintenir une hauteur constante sur une surface utile de cabine ou de soute aussi grande que possible, chaque section droite de la zone centrale a une hauteur suivant la direction Z sensiblement constante ou faiblement évolutive sur une partie substantielle de la largeur de la section considérée suivant la direction Y. Pour des raisons aérodynamiques ainsi que pour une meilleure tenue structurale en particulier aux efforts liés à la pressurisation de la cabine, la forme enveloppe dans la zone centrale est déterminée principalement par quatre surfaces courbes principales sécantes, dites lobes, déterminant au niveau de chaque section droite quatre segments à simple courbure correspondant respectivement à une limite supérieure, à une limite inférieure et à deux limites latérales droite et gauche de la surface extérieure du fuselage. Par exemple chaque segment courbe est un segment de cercle ou un segment d'ellipse ou un segment d'une courbe assimilable localement à un 15 segment d'un cercle ou d'une ellipse. Pour que la position du centre de gravité, en particulier suivant la direction de l'axe X, position qui doit être maintenue dans certaines limites, soit moins variable en fonction des différents chargements, une première surface de planchers dans le fuselage correspondant à la surface apte à recevoir une charge 20 à transporter située en l'avant d'un point de référence d'une corde aérodynamique moyenne de l'aile, par exemple le point à 25% de la corde de référence, est sensiblement égale à une seconde surface de planchers dans le fuselage correspondant à la surface de plancher apte à recevoir une charge à transporter située en arrière du point de référence de la corde aérodynamique de 25 l'aile. Afin de supprimer les effets sur la traînée de l'avion des carénages communément utilisés pour les éléments de train d'atterrissage qui ne peuvent pas, en raison de leurs dimensions, être logés dans les volumes naturels du fuselage ou de l'aile, le fuselage de l'avion est conçu avec une largeur suffisante 30 pour que le train d'atterrissage soit fixé au fuselage et que ledit train d'atterrissage soit, en position rentrée, totalement logé à l'intérieur du volume délimité par la forme enveloppe du fuselage. De préférence en raison de la forme déjà élargie du fuselage, y compris dans sa partie arrière, un empennage horizontal arrière est principalement constitué d'une surface aérodynamique sensiblement horizontale dans une partie arrière du fuselage et maintenue au-dessus du dit fuselage par des éléments de structure qui avantageusement sont constitués par au moins une surface aérodynamique sensiblement verticale assurant en partie au moins des fonctions d'empennage vertical. Afin de bénéficier des avantages à la fois d'un moteur suspendu comme sous les ailes des avions conventionnels et de bénéficier du masque constitué par le fuselage vis à vis en particulier des nuisances sonores et du rayonnement infrarouge du moteur, un moteur ou des moteurs de propulsion sont maintenu au-dessus du fuselage fixé sous l'empennage horizontal arrière. Pour ne pas pénaliser les opérations de maintenance associées en général à l'ouverture latérale de capots de moteurs, les moteurs sont espacés entre eux et ou espacés des structures verticales voisine de telle sorte que soit évitée toute interférence entre structures voisines ou entre capots lors de l'ouverture de capots de moteurs. Cette condition détermine la largeur du fuselage dans la zone des moteurs arrières pour que ces moteurs se situent toujours au-dessus du fuselage et bénéficient des effets de masque recherchés. Pour permettre des opérations de maintenance aisées sur les moteurs et en particulier les opérations de montage et de dépose des moteurs, le fuselage comporte à la verticale de chaque moteur fixé sous l'empennage horizontal arrière un puits sensiblement vertical traversant le fuselage, les dimensions du puits étant suffisantes pour permettre le passage d'un moteur monté ou descendu verticalement lors d'une opération de montage ou de dépose du dit moteur. Des trappes de puits assurent la continuité du fuselage en positions fermées et libèrent des ouvertures supérieures et ou inférieures des puits en positions ouvertes. De préférence, pour éviter toute contrainte liée aux trappes sur la position et sur l'installation des moteurs, chaque puits comporte au moins une trappe de puits sur son ouverture supérieure qui coulisse suivant une direction sensiblement longitudinale par rapport au fuselage entre la position fermée et la position ouverte et qui est avantageusement, dans la position ouverte, logée à l'intérieur du fuselage dans une partie supérieure du dit fuselage où elle est à la fois protégée et ne crée aucun obstacle lors des interventions sur les moteurs. Les parois situées à l'avant des puits correspondent de préférence avec la limite arrière de la zone de chargement de l'avion et donc coïncident sensiblement avec les parois situées à l'arrière de volumes consacrés par exemple aux soutes arrières dans le fuselage aptes à recevoir un chargement et avantageusement des issues sont agencées dans les dites parois pour réaliser des opérations de chargement depuis les puits. Afin de monter les éléments à charger au niveau des issues qui peuvent être plus ou moins éloignées du sol en particulier les issues supérieures si l'avion comporte dans la zone considérée deux ou plusieurs niveaux de chargement correspondant à des volumes de chargement superposés, le ou les puits comportent à leurs parties supérieures au moins un rail d'accrochage d'un moyen de levage, ledit rail étant sensiblement orienté suivant un axe longitudinal du puits, sensiblement suivant la direction X, et s'étendant en longueur au moins en partie dans le puits et de préférence également en partie dans un volume des soutes arrières, le moyen de levage étant mobile sur une partie au moins de la longueur du dit rail afin de pouvoir déplacer les charges soulevées entre le puits et la soute concernés. Dans une forme particulière en partie inférieure des puits les trappes de fermeture des puits sont réalisées au moyen d'une ou de plusieurs structures en forme de rampes articulées suivant une ligne sensiblement horizontale, sensiblement perpendiculaire à la direction X, et dans la partie inférieure des parois situées à l'avant des puits. En position haute la ou les rampes ferment les ouvertures inférieures des puits et dans une position basse la ou les rampes forment des surfaces d'accès aux issues dans les parois des puits. Avantageusement la ou les rampes comportent une position intermédiaire dans laquelle la surface supérieure d'une rampe est sensiblement dans un plan déterminé par les directions X et Y correspondant à un plan de chargement des soutes arrières. Pour augmenter la capacité de carburant de l'avion et pour augmenter la capacité de l'avion à gérer la position du centre de gravité, au moins un réservoir apte à recevoir du carburant est agencé dans une partie du fuselage situées en avant de l'aile et en dessous de volumes de chargement et ou dans une partie du fuselage située en avant de l'aile et au-dessus de volumes de chargement. Pour améliorer la sécurité, avantageusement l'équipage technique dispose d'un espace à l'avant du fuselage séparé des autres volumes de chargement du fuselage par au moins une première cloison apte à interdire aux personnes l'accès à l'espace avant à partir des autres volumes du fuselage, au moins lorsque l'avion est en vol. Pour permettre une circulation des personnes entre les différents espaces sans compromis pour la sécurité de l'équipage technique, l'espace à l'avant du fuselage, en avant de la première cloison et réservé à l'équipage technique, comporte une seconde cloison délimitant un premier espace, par exemple une zone de repos équipage, entre la seconde cloison et la première cloison, distinct d'un second espace situé en avant de la seconde cloison, le poste de pilotage, et dans lequel les première et seconde cloisons comportent chacune au moins une issue pouvant être fermée ou ouverte, la ou les issues sur la première cloison étant aptes à être placées en positions fermées ou ouvertes indépendamment de la ou des issues sur la seconde cloison de sorte que le premier espace est apte à être utilisé comme un sas de contrôle d'accès au second espace. De préférence, au moins pour l'intérêt de créer un masque arrière vis à vis du rayonnement acoustique des moteurs, le fuselage comporte une extension arrière située suivant la direction X en arrière des puits. Avantageusement des équipements de servitude de l'avion tels que des groupes auxiliaires de puissance ou des ensemble de conditionnement d'air sont agencés à l'intérieur du volume procuré par l'extension arrière et des trappes mobiles sont agencées au-dessus et en dessous de l'extension arrière pour accéder aux équipements de servitude. En fonction du type de missions devant être réalisées par l'avion, celui-ci est conçu avec l'aile fixée au fuselage dans une position basse, configuration préférée pour des raisons aérodynamiques en absence de contraintes opérationnelles contraires, ou bien l'aile est fixée au fuselage dans une position haute, configuration préférée pour des avions devant opérer sur des terrains encombrés ou mal préparés comme par exemple les avions de transports logistiques en particulier militaires. Contrairement à la façon dont il est d'usage de déterminer les caractéristiques d'un avion d'architecture conventionnelle, pour obtenir le maximum des avantages que procure l'architecture proposée sur la base d'un fuselage large, au stade de la conception les positions des roues déterminées par des critères opérationnels et les positions des moteurs maintenus au-dessus du fuselage dans la partie arrière dudit fuselage sont définies avant de déterminer les dimensions du fuselage et dans une étape ultérieure la largeur du fuselage : est déterminée, dans les sections droites dont les plans coupent des éléments du train d'atterrissage, de telle sorte que les éléments volumineux du train d'atterrissage soient, en position train rentré, totalement inclus dans le volume délimité par la forme enveloppe du fuselage ; est déterminée, dans les sections droites dont les plans coupent des éléments de moteurs, de telle sorte que tous les éléments d'un moteur soient en totalité au-dessus ou bien en totalité sur un côté, suivant la direction de l'axe Z, du fuselage. La description détaillée d'exemples de réalisation de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent schématiquement : Figures la et lb : vues d'ensemble en perspective d'un avion suivant l'invention comportant une aile basse (figure la) et d'un avion suivant l'invention comportant une aile haute (figure lb) ; Figure 2a : vue de face de l'avion de la figure la ; Figure 2b : vue de côté de l'avion de la figure la ; Figure 2c : vue de dessus de l'avion de la figure la ; Figure 2d : illustration de la forme de l'enveloppe du fuselage au niveau d'une section AA ; Figures 3a et 3b : vues perspectives de dessus (figure3a) et de dessous (figure 3b) en écorché illustrant schématiquement des parties intérieures de l'avion de la figure la ; Figures 3c et 3d : vues partielles du fuselage montrant des éléments du train d'atterrissage principal en position sortie sur un côté du fuselage et, sur l'autre côté, le fuselage lorsque le train d'atterrissage est en position rentrée ; Figure 4 : illustration schématique de la répartition des zones de chargement ; Figure 5 : vue perspective en écorché illustrant schématiquement des parties intérieures de l'avion de la figure lb ; Figure 6 : vue de face de l'avion de la figure lb posé au sol ; Figure 7 : vue partielle en perspective et en écorché de la partie avant d'un fuselage ; Figures 8 : vue partielle en perspective de la partie arrière d'un fuselage illustrant un agencement de moteurs arrières ; Figure 9 : détail en perspective et en écorché partiel d'une zone arrière de fuselage de l'avion de la figure la, les moteurs et les empennages ne sont pas représentés ; Figure 10 : détail en perspective et en écorché partiel d'une zone arrière de fuselage de l'avion de la figure la illustrant un principe de chargement, les moteurs et les empennages ne sont pas représentés ; Figure 11 : vue en perspective de l'avion de la figure lb comportant une rampe de chargement en position basse ; Figure 12 : vue d'ensemble en perspective d'un avion cargo bimoteur à aile haute en configuration de chargement/déchargement. Comme illustré sur les figures la et lb, un avion 1 comporte un fuselage 2, comporte une aile 3 fixée au fuselage 2 dans une zone dudit fuselage intermédiaire entre une extrémité avant 21 et une extrémité arrière 22 dudit fuselage, ladite aile étant elle-même constituée de deux demi-ailes 3a et 3b s'étendant en envergure de chaque côté du fuselage par rapport à un axe longitudinal 20 du fuselage, et comporte un empennage 4 fixé dans la partie arrière de l'avion 1, au-dessus du fuselage 2, ledit empennage comportant lui-même une surface sensiblement horizontale 41, dite empennage horizontal, sous laquelle sont fixés un ou des moteurs 5 de propulsion de l'avion. Pour les besoins de la description d'un mode de réalisation de l'invention, il est fait référence à trois axes principaux d'un repère avion conventionnel : un axe X parallèle à l'axe longitudinal 20 du fuselage orienté positivement vers l'avant de l'avion ; un axe Z perpendiculaire à l'axe X parallèle à un plan de symétrie vertical de l'avion, orienté positivement vers le bas ; un axe Y perpendiculaire au plan déterminé par les directions X et Z, orienté positivement vers la droite de l'avion. L'aile 3 s'étend donc en envergure essentiellement suivant la direction Y. Dans un premier exemple de réalisation présenté sur la figure la, l'aile 3 est reliée au fuselage 2 dans une partie inférieure du dit fuselage, la configuration avion étant dite aile basse. Dans un second exemple présenté sur la figure lb, l'aile 3 est fixée au fuselage 2 dans une partie supérieure du dit fuselage, la configuration avion étant dite aile haute. Comme il sera décrit ultérieurement cette configuration aile haute, bien que légèrement moins favorable en terme d'intégration aérodynamique, présente des avantages pour des applications particulières comme les utilisations de l'avion pour des transports logistiques. Suivant l'invention, la géométrie extérieure du fuselage 2, c'est à dire une forme définie par une surface extérieure du fuselage, surface en contact avec l'écoulement aérodynamique, présente les caractéristiques suivantes qui sont mises en évidence en particulier sur les figures 2a, 2b et 2c : la forme enveloppe du fuselage 2 présente des sections droites, dans des plans perpendiculaires à la direction de l'axe X, ayant une largeur I supérieure en moyenne à la hauteur h des dites sections, comme l'illustre la section présentée comme exemple sur la figure 2d; la forme en plan du fuselage 2, c'est à dire la forme sur une vue projetée dans un plan XY comme elle est observée sur la figure 2c, est continûment évolutive entre l'extrémité avant 21 et l'extrémité arrière 22, c'est à dire que la largeur I du fuselage suivant cette vue projetée n'est pas constante sinon sur une longueur marginale par rapport à la longueur totale du fuselage ; la hauteur maximale h du fuselage 2, c'est à dire la dimension de la forme enveloppe suivant la direction Z dans un plan de symétrie vertical XZ passant par l'axe 20 du fuselage, est sensiblement constante sur une partie de la longueur du fuselage 2, dite zone centrale 25 du fuselage, entre une zone d'épaisseur évolutive avant 23 et une zone d'épaisseur évolutive arrière 24. Dans une forme préférée de réalisation, dans une zone de plus grandes largeurs du fuselage 2, qui correspond sensiblement à la zone centrale 25 de hauteur maximale sensiblement constante, le rapport de la largeur I des sections droites du fuselage sur la hauteur h des dites sections est supérieur à 2 et de préférence inférieur à 3,5. En outre les sections droites perpendiculaires à l'axe X du fuselage 2, en particulier dans la zone centrale 25 du fuselage, présentent des formes très approximativement rectangulaires, c'est à dire que les hauteurs des sections du fuselage sont sensiblement constantes ou faiblement évolutives sur une partie substantielle de la largeur de la section considérée, comme cela est apparent sur la figure 2d pour une section courante, afin de conserver une hauteur utile à l'intérieur du fuselage 2 aussi constante que possible et obtenir un volume intérieur du fuselage utilisable important. Dans un exemple de réalisation, l'enveloppe du fuselage 2, au moins dans la zone centrale 25, est formée par quatre lobes principaux correspondant, au niveau des sections droites du fuselage, à un bord supérieur 251, à un bord inférieur 252 et à deux bords latéraux 253a et 253b de la section. Chaque bord correspond à un arc de courbe simple, par exemple un arc de cercle ou un arc d'ellipse, d'un des quatre lobes qui en particulier sont de grands rayons de courbure pour les lobes supérieur et inférieur donnant au fuselage 2 l'apparence aplatie caractéristique des avions présentés sur les diverses figures. Les lobes correspondant aux bords latéraux, bien que n'exigeant pas de rayons de courbure aussi grands en raison de la hauteur proportionnellement réduite du fuselage ont cependant des rayons de courbure avantageusement sensiblement supérieurs à la moitié de la hauteur du fuselage prés du raccordement des lobes latéraux avec les lobes inférieur et supérieur pour limiter les zones intérieures du fuselage affectées par la diminution de hauteur de la cabine à proximité des parois latérales. Avantageusement le raccordement entre les différents lobes est assuré par des formes intermédiaires réalisant des congés de rayons plus petits pour éviter les raccordements anguleux et améliorer les conditions de l'écoulement aérodynamique dans ces zones. Dans les zones évolutives avant 23 et arrière 24, zones où les écoulements aérodynamiques sont les plus perturbés du fait de la présence du fuselage 2 et où les critères de volumes intérieurs du fuselage sont moins critiques, les sections droites du fuselage ne sont plus contraintes par les mêmes exigences de volume intérieur et avantageusement les dites sections droites évoluent vers des sections de formes sensiblement elliptiques lorsque l'on s'éloigne de la zone centrale 25 comme illustré sur la figure 3a. Sur tous les avions la position du centre de gravité doit être parfaitement gérée pour des raisons essentiellement de qualités de vol ayant des effets sur les performances et la sécurité. Le centrage, position longitudinale du centre de gravité suivant la direction X, est déterminé par rapport à une corde aérodynamique de référence 31a ou 31b d'une des demi-ailes 3a ou 3b, a priori symétriques. Pour tous les avions sont définis dans le manuel de vol une limite avant de la position du centre de gravité 32 et une limite arrière, limites correspondant à des positions précises suivant la direction X dans le référentiel de l'avion et souvent exprimées en pourcentages de la longueur de la corde aérodynamique moyenne 31a, 31b, comptés à partir du bord d'attaque de ladite corde aérodynamique moyenne. Afin de limiter les évolutions de laposition longitudinale du centre de gravité 32 en fonction des différents chargements de l'avion, la position relative, suivant l'axe longitudinale X, de l'aile 3 et du fuselage 2 est déterminée de sorte que des surfaces 61, 62 aptes à recevoir des charges variables, passagers ou marchandises, soient équilibrées entre l'avant et l'arrière d'un point de référence de la corde aérodynamique moyenne 31a, 31b. Toutefois la position relative de l'aile 3 et du fuselage 2 suivant l'axe X est également dictée par d'autres considérations d'aérodynamiques, d'intégration motrice et de structures et, afin de respecter le critère de répartition des surfaces 61 et 62 sans générer de pénalités inacceptables vis à vis des autres considérations, la surface de chargement située en avant de l'aile 5 dans la zone centrale 25 et dans la zone évolutive avant 23 est ajustée lors de la conception de l'avion en choisissant une forme en plan du fuselage, dans le plan XY, plus ou moins pincée vers l'avant c'est à dire moins ou plus arrondie et ou plus ou moins allongée dans la direction X. Ainsi, pour réduire la surface avant 61, la forme évolutive du fuselage en avant de l'aile est plus pincée et pour augmenter cette surface cette forme est plus arrondie. Il doit être noté que cette méthode de gestion des surfaces de chargement lors de la conception n'est pas applicable dans le cas d'une architecture d'avion conventionnel, comportant un fuselage cylindrique sur pratiquement toute sa longueur, ni dans le cas d'une architecture d'avion de type aile volante. Afin de gérer au mieux la position du centre de gravité 32, en particulier au cours du vol de l'avion, l'architecture d'avion proposée permet non seulement de disposer des réservoirs 30 de carburant dans l'aile 3, de manière conventionnelle dans des réservoirs structuraux, mais également dans le fuselage 2 dans une partie supérieure 63 du fuselage 2 comme illustré sur la figure 5 ou dans une partie inférieure 64 du fuselage comme illustré sur la figure 3b. Le carburant dans le fuselage, réparti de préférence dans plusieurs réservoirs permet de modifier la position du centre de gravité en raison de la position décalée des réservoirs par rapport à la position du centre de gravité de l'avion. Le volume des réservoirs de fuselage qu'il est possible de réaliser dans le fuselage est important en raison de la surface importante du fuselage dans le plan XY et des épaisseurs disponibles entre des parois intérieures de la cabine et les parois du fuselage, épaisseurs disponibles qui, en valeurs absolues, sont du même ordre de grandeur que l'épaisseur de l'aile. Les réservoirs de fuselage 63, 64 sont utilisés d'une part pour augmenter la capacité en carburant de l'avion si la distance à franchir nécessite un emport de carburant supplémentaire ou si l'avion doit être utilisé comme un avion citerne en particulier pour réaliser le ravitaillement en vol d'autres avions, mais ils sont également utilisés pour gérer la position du centre de gravité en fonction de la consommation de carburant utilisé pris dans chaque réservoir et le cas échéant en transférant du carburant entre des réservoirs situés à des positions différentes suivant l'axe X. Sur un avion de grande capacité et donc nécessairement lourd, il est utile de disposer d'un train d'atterrissage comportant un grand nombre de roues pour répartir le poids de l'avion sur le revêtement des pistes utilisées et les avions actuels, utilisant une aile fixée dans la partie basse du fuselage et encore plus ceux utilisant une aile fixée dans la partie haute du fuselage, doivent disposer de carénages de grandes dimensions pour enfermer le train d'atterrissage pendant le vol en croisière. De tels carénages sont doublement pénalisant en raison d'une part de leurs masses liées à leurs dimensions et de leurs impacts sur les performances aérodynamiques des avions. Suivant l'architecture d'avion proposé la largeur du fuselage 2 est déterminée entre autre par la possibilité d'agencer le train d'atterrissage 70, en particulier les éléments principaux du train qui portent en général plus de 80 0/0 du poids de l'avion au sol, sur le fuselage 2 de telle sorte que dans une position rentrée, ledit train d'atterrissage soit intégralement logé dans les formes naturelles du fuselage 2 et ne nécessite aucun carénage aérodynamique. Avantageusement, comme illustré sur les figures 3b, 3c et 3d, cette condition est respectée avec des mouvements longitudinaux suivant X des éléments mobiles du train d'atterrissage 70 pour rentrer et sortir ledit train d'atterrissage ce qui permet de réaliser des structures plus simples et plus légères que lorsque les éléments mobiles sont utilisés pour obtenir une extension latérale suivant Y du train d'atterrissage, à la fois pour le train d'atterrissage luimême et pour les trappes mobiles qui assurent la continuité du fuselage lorsque le train d'atterrissage est en position rentrée. Ainsi contrairement à un avion de conception conventionnelle, pour lequel le fuselage est déterminé en fonction d'un critère essentiellement lié à la charge utile et dans lequel les éléments principaux du train d'atterrissage sont placés pour obtenir la voie nécessaire aux performances opérationnelles de l'avion et a posteriori logés dans le fuselage en faisant usage autant que besoin de cinématiques complexes et de carénages débordant de la surface naturelle du fuselage, dans l'avion 2 suivant l'invention la largeur hors tout déterminées par les éléments principaux 71a, 71b du train d'atterrissage est d'abord déterminée en fonction de la voie nécessaire à l'avion comme un pré-requis et, dans une étape ultérieure, la largeur du fuselage au niveau des dits éléments du train d'atterrissage est déterminée pour que les dits éléments rentrent intégralement dans le fuselage comme l'illustre les figures 3c et 3d présentant sur un côté du fuselage les trains d'atterrissage en position sortie et sur l'autre côté du fuselage la position rentrée. Une autre particularité de l'avion 2 visible sur la figure 3a et sur la figure 7, vues en écorché partiel, concerne l'agencement de la partie extrême avant 230 du fuselage 2 située en avant d'une position suivant la direction X sensiblement déterminée par un cadre de fuselage 234 délimitant une zone de la cabine du fuselage dédié à l'équipage de conduite. Dans cette partie extrême avant 230, correspondant au détail en écorché présenté sur la figure 7, les volumes intérieurs du fuselage, en raison de la forme évolutive de la partie avant 23 décrite précédemment, ne permettent pas un aménagement optimal en terme de charge commerciale, passagers ou marchandises, ce qui permet sans pénalité d'en réserver l'utilisation à l'équipage technique. La partie extrême avant 230 est de préférence séparée en deux zones, une première zone 231 correspondant au poste de pilotage conventionnel des avions et, en arrière d'une cloison 233 délimitant la partie arrière du poste de pilotage, une zone 232 qui s'étend entre la cloison 233 du poste de pilotage et une cloison 237 au niveau du cadre 234, zone 232 avantageusement utilisée 17 comme zone de repos pour l'équipage technique. Dans un mode préféré de réalisation la zone 231 du poste de pilotage ou la zone 232 de repos comporte une issue 236 vers l'extérieur et la cloison 237 au niveau du cadre 234 est une cloison fermée qui isole totalement, au moins en ce qui concerne la circulation des personnes, l'espace accessible par les passagers de l'espace réservé à l'équipage technique et ainsi éviter tout risque d'acte malveillant dans le poste de pilotage. Dans un autre mode voisin de réalisation, la zone 231 du poste de pilotage et la zone 232 de repos sont séparées par une cloison 233 renforcée et communiquent par une porte 238 également renforcée. En outre une porte 239 dans la cloison 237 permet de mettre en communication la zone 232 de repos avec l'espace accessible aux passagers de sorte que la zone 232 de repos entre les cloisons 237 et 233 délimitant ladite zone de repos, dotées des portes 239 et 238 respectivement, est utilisée comme un sas entre la zone des passagers en arrière de la cloison 237 et le poste de pilotage en avant de la cloison 233 qui permet par la condamnation ou l'autorisation d'ouverture des portes 239 et 238 des dites cloisons 237 et 233 de contrôler l'accès des personnes au poste de pilotage 231 avantageusement depuis ledit poste de pilotage. Dans une forme préférentielle de réalisation, l'espace réservé aux pilotes, poste de pilotage 231 et zone de repos 232 délimités à l'arrière par la cloison 237, ne concerne que la partie située au-dessus d'un plancher 235 du poste de pilotage et la zone située sous le plancher 235, qui présente en matière d'aménagement les mêmes inconvénients que la zone située au-dessus, est aménagée pour servir de zone de repos au personnel commercial de la cabine passagers. Une autre particularité de l'architecture proposée par l'invention concerne l'agencement des empennages 4 situés à l'arrière de l'avion 1 et des moteurs 5. Suivant cette particularité visible sur les différentes figures et en particulier sur le détail de la figure 8, un empennage horizontal 41 est maintenu au-dessus du fuselage 2 dans la zone arrière 24 au moyen d'une ou de plusieurs structures verticales 42a, 42b, 42c faisant de préférence office, au moins pour l'une d'entre elle d'empennage vertical de l'avion 1. L'empennage horizontal 41 et les structures 42a, 42b et 42c lorsqu'elles sont utilisées en tant qu'empennage vertical sont avantageusement équipés de gouvernes de bord de fuite conventionnelles pour les besoins du contrôle de l'avion durant le vol. Sous l'empennage horizontal 41 sont fixés les moteurs 5 utilisés pour la propulsion de l'avion 1. Les moteurs 5 sont fixés dans une zone située au-dessus du fuselage 2, au moyen de structures de support 51, par exemple des mats de réacteurs. Cette disposition des moteurs 5 présente pour avantages de limiter la propagation des bruits générés par les moteurs en direction du sol et donc l'exposition à des nuisances sonores des populations résidant à proximité des aéroports. Les bruits rayonnés vers le bas par les entrées d'air, notamment les bruits des fans des turboréacteurs, sont masqués efficacement par le fuselage 2 en avant des moteurs 5 en particulier en raison de la largeur du fuselage. Les bruits rayonnés vers le bas par les jets de sortie des moteurs 5 sont masqués par une extension arrière 247 de la zone arrière 24 du fuselage qui s'étend sensiblement en arrière d'un plan vertical de sortie des moteurs. Cette extension arrière 247 du fuselage est d'autant plus avantageuse sur le plan acoustique que certains bruits rayonnés par les moteurs vers le haut sont réfléchis en direction du sol par l'empennage horizontal 41 mais sont à nouveau réfléchis vers le haut par ladite extension arrière. De manière similaire les structures verticales 42a, 42b, situées sur les côtés extérieurs des moteurs 5 et dont les formes pour des raisons aérodynamiques correspondent à des surfaces sensiblement parallèles à l'écoulement de l'air en vol, limitent le rayonnement latéral des bruits émis par les réacteurs et donc les émissions sonores vers le sol sur les côtés de l'avion. En outre la structure verticale intermédiaire 42c permet de maintenir l'empennage horizontal 41 avec une rigidité renforcée et le cas échéant constitue une structure de blindage protégeant un moteur en cas d'éclatement d'un moteur voisin. Dans tous les cas, les structures verticales sont agencées, en particulier en distance suivant la direction Y avec des espacements tels que des parties mobiles des moteurs, en particuliers des capots pouvant être ouverts pour des besoins d'entretien des moteurs, puissent être actionnés sans interférence mécanique. Un autre avantage de la disposition des moteurs qui vient d'être décrite concerne la possibilité de détecter l'avion 1 dont la signature acoustique et la signature infrarouge se trouvent sensiblement réduite face à des menaces telles que des menaces terroristes en particulier. Un autre avantage de la disposition des moteurs qui vient d'être décrite concerne la protection des entrées d'air des moteurs vis à vis de l'ingestion au sol de corps étrangers qui pourraient être aspiré comme c'est le cas pour les moteurs fixés sous des ailes. Cette disposition est donc particulièrement avantageuse lorsque ce risque est important comme par exemple lorsque l'avion est utilisé sur des pistes sommaires, en utilisation militaire notamment. Ainsi comme il vient d'être décrit, et de manière similaire à ce qui a été décrit pour les trains d'atterrissage dans la zone du fuselage considérée alors, la largeur du fuselage 2 dans la zone arrière 24 est contrainte par l'installation motrice. Dans cette zone arrière 24 la largeur doit être au moins suffisante pour que les moteurs 5 se situent au-dessus du fuselage 2 et que les structures de support latérales 42a et 42b, si elles sont mises en oeuvre, puissent être fixées au fuselage 2. Dans une forme modifiée (non représentée) de réalisation de l'invention, l'empennage horizontal 41 comporte des extensions latérales qui étendent l'envergure dudit empennage de sorte suivant une projection dans un plan horizontal XY les dites extensions s'étendent suivant les directions Y au-delà des limites du fuselage. De telles extensions latérales permettent d'augmenter la surface de l'empennage horizontal 41 et ou d'en augmenter l'allongement géométrique si besoin. En outre ces extensions latérales sont le cas échéant utilisées pour maintenir des moteurs, dits moteurs latéraux, de la même manière que peuvent l'être les moteurs 5 au- dessus du fuselage afin de disposer d'une poussée augmentée lorsque la poussée obtenue par les moteurs situés au-dessus du fuselage n'est pas suffisante, notamment en raison d'un nombre insuffisant de moteurs compte tenu des poussées et ou des dimensions possibles pour les dits moteurs. Bien que les moteurs latéraux ainsi agencés sur les extensions ne bénéficient pas pleinement de tous les avantages procurés aux autres moteurs en raison de leurs positions au-dessus du fuselage, le bilan global au niveau de l'avion est toujours favorable en raison en particulier de la poussée unitaire par moteur moindre lorsque plus de moteurs sont utilisés pour propulser un même avion. Afin de permettre un entretien aisé des moteurs 5, en particulier des opérations de montage et de dépose relativement simples et similaires aux opérations réalisées lorsque des moteurs sont fixés à l'aile d'un avion, le fuselage 2 comporte à la verticale des moteurs 5, dans la direction Z, des puits 241, dits puits de maintenance, par lesquels les moteurs 5 peuvent être montés ou descendus, comme illustré sur la figure 3b, par des moyens de levage (non représentés) fixés à la structure de l'empennage horizontal 41 ou aux structures de support 51 des moteurs 5 tels que des mats de réacteurs. En dehors des opérations d'entretien sur les moteurs 5, les ouvertures supérieures et inférieures des puits sont fermées par des trappes supérieures 241 et inférieures 243 qui assurent la continuité de la surface extérieure du fuselage en particulier pour des raisons aérodynamiques. Dans un mode de réalisation particulier, les trappes supérieures 242 sont articulées, par exemple de manières similaires à des trappes de train d'atterrissage. Dans ce cas les dimensions et les dispositifs d'articulation des dites trappes sont déterminés pour éviter les interférences avec les moteurs 5 lorsque les dits moteurs sont en position, fixés sous l'empennage horizontal 41. Dans un autre mode préféré de réalisation, les trappes 242, comme illustré sur la figure 9, sont coulissantes. Les dites trappes coulissent, par exemple sur des rails de guidage non représentés, vers l'avant et de préférence sont guidées sous la structure extérieure du fuselage dans un faux plafond 244, visible sur la figure 9 sur laquelle la structure extérieure du fuselage n'est pas représentée. Suivant ce mode de réalisation, les trappes 242 se trouvent mieux protégées vis à vis des risques d'endommagement pendant les opérations de montage ou de dépose des moteurs et la présence du faux plafond 244 est avantageusement utilisée pour renforcer l'isolation acoustique de la cabine vis à vis des bruits générés par les moteurs 5, en particulier vis à vis des bruits rayonnés par les entrées d'air des dits moteurs. Un tel agencement coulissant des trappes 242 permet de placer les moteurs 5 plus proche, ou au moins sans contrainte additionnelle, de la paroi supérieure du fuselage 2 sans qu'il soit utile de mettre en oeuvre des cinématiques complexes et lourdes nécessaire pour des trappes articulées devant éviter des interférences avec les moteurs. Lorsque des moteurs latéraux sont agencés sur des extensions de l'empennage horizontal 41, les emplacements suivant la direction Y des dits moteurs sont de préférence choisies afin que chacun des dits moteurs puisse être monté et descendu verticalement depuis son point de fixation sur l'empennage horizontal 41 sans risque d'interférence entre ledit moteur et le fuselage qui dans ce cas ne nécessite aucune adaptation particulière en considération des opérations de montage et de dépose dudit moteur. L'extension arrière 247 de la zone arrière 24 est avantageusement utilisée pour l'installation d'équipements auxiliaires de l'avion, par exemple des groupes de puissance 27 ou encore des groupes de conditionnement d'air. Par cet agencement, les groupes de puissance 27, utilisant généralement des turbines dont l'isolation acoustique est toujours problématique, se trouvent particulièrement bien séparées de zones sensibles de l'avion, par exemple des espaces réservés à des passagers, en raison de la présence des puits 241 et éventuellement de soutes 262 entre les dits groupes et les dites zones sensibles. De plus des trappes supérieures 272 et ou inférieures 271 procurent un accès simple et pratique aux dits groupes ce qui est rendu possible par leur position reculée dans une zone du fuselage d'épaisseur réduite sans obstacle sur le dessus ou en dessous. Pour améliorer les capacités de chargement, en particulier de chargement de marchandises ou de matériel volumineux, les puits 241 conçus pour permettre les opérations de maintenance liées aux moteurs 5, comportent des issues 261 22 dans une paroi avant 260 des puits 241, paroi 260 qui est également une paroi arrière pour une zone correspondant à un volume 262 utilisé comme soute de chargement de l'avion 1. Ces issues 261 sont réalisées avec des dimensions adaptées aux charges 5 utiles devant être placées dans la soute, en particulier les conteneurs standardisés 28. Dans un premier exemple de réalisation, illustrée sur les figures 9 et 10, des issues 261 sont agencées pour différents niveaux de chargement, au nombre de deux sur les figures correspondant à une soute supérieure 262a et à une 10 soute inférieure 262b. Avantageusement dans chaque puits 241 un rail supérieur 245 auquel sont fixés des moyens de levage 248 est placé sensiblement suivant l'axe longitudinal des issues 261 à la partie supérieure du puits. De préférence ledit rail s'étend du côté de son extrémité avant à l'intérieur de la soute supérieure262a 15 de sorte que les charges fixées aux moyens de levage 248 puissent être déplacées le long du rail 245 entre le puits 241 et la soute supérieure 262a. Le rail supérieur 245 est démontable pour laisser libre le passage du puits lorsque qu'un moteur 5 doit être descendu ou monté par ledit puits, ou, dans une autre forme de réalisation, le rail supérieur 245 est mobile suivant une direction 20 correspondant à son axe longitudinal pour être stocké au moins provisoirement dans une zone du plafond de la soute supérieure 262a. Dans un exemple de réalisation le rail supérieur 245 est solidaire de la trappe supérieure 242, la dite trappe n'étant en principe ouverte que pour des opérations sur les moteurs qui nécessitent également de retirer le rail. 25 Lorsque l'avion comporte dans la zone arrière 24 du fuselage deux soutes superposées ayant chacune une issue, un second rail, non représenté, est, le cas échéant, agencé comme le rail supérieur 245 au niveau du plafond de la soute inférieure 262b et ledit second rail est mobile pour libérer le passage dans le puits 241 lorsque des charges doivent être montées au niveau de la soute 30 supérieure 262a. Dans une forme alternative de réalisation, la soute inférieure 262b étant relativement proche du sol, d'autres moyens de chargement autonome sont 23 techniquement et économiquement avantageux comme par exemple des rampes de chargement ou des plates-formes élévatrices (non représentés) qui permettent de s'affranchir d'une poutre et d'un treuil spécifique pour la soute inférieure 262b. Dans ce premier exemple d'architecture de la zone arrière du fuselage et des issues de chargement, les trappes inférieures 243 sont avantageusement des trappes articulées se dégageant latéralement, comme visible dans les exemples d'avions présentés sur les figures 3b et 9, pour faciliter l'accès de la zone située à la verticale des puits 241 à des moyens au sol de manutention et de chargement des conteneurs et autres marchandises devant être chargées ou déchargées des soutes 262, 262a, 262b de l'avion 1. Dans un second exemple de réalisation illustré sur I figures 11 et 12, les ouvertures inférieures des puits 241 sont fermées par une porte 246 de largeur suffisante pour couvrir les dites deux ouvertures ou par des portes indépendantes de dimensions plus réduites, une pour chaque puits (solution non représentée). La porte 246 ou les portes sont articulées à proximité de la zone inférieure du fuselage 2 du côté du bord de la porte situé vers l'avant de l'avion 1, c'est à dire également du côté de la paroi 260 du puits 241 comportant une issue 261. En position relevée, la ou les portes assure la continuité aérodynamique du fuselage et en position descendue comme illustré sur la figure 11 ou la figure 12 elles sont utilisables comme rampe de chargement pour les soutes, au moins pour les soutes ayant une issue dans un puits 241 dont le plancher est proche du point d'articulation avant de la porte 246. Il ressort de la description que l'architecture proposée pour un avion de grande capacité de transport présente de nombreux avantages que les architectures plus conventionnelles d'avion avec un fuselage à partie cylindrique ou plus novatrices comme les ailes volantes ne sont pas en mesure de procurer sinon de manière ponctuelle au prix d'inconvénients souvent inacceptables en opération. Revendications 1 ù Avion (1) comportant un fuselage (2) et au moins une aile (3) fixée au fuselage entre une extrémité avant (21) du dit fuselage et une extrémité arrière (22) du dit fuselage, le fuselage (2) comportant un axe longitudinal (20) orienté suivant une direction X et une surface extérieure déterminant une forme enveloppe déterminant des géométries de sections droites (250) perpendiculaires à l'axe longitudinal (20) suivant des positions successives décalées le long de l'axe longitudinal, chaque section droite (250) ayant une largeur maximale I suivant une direction Y dans un plan horizontal d'un repère avion et une hauteur maximale h suivant une direction Z dans un plan vertical dans le repère avion, caractérisé en ce que : la largeur maximale I des sections droites (250) du fuselage (2) est évolutive de manière sensiblement continue entre l'extrémité avant (21) et l'extrémité arrière (22) et ; la hauteur maximale h des sections droites (250) du fuselage (2) est sensiblement constante dans une zone centrale (25) du fuselage (2) située entre une zone avant (23) du coté de l'extrémité avant (21) du fuselage et une zone arrière (24) située du coté de l'extrémité arrière (22) du fuselage et ; pour chacune des zones avant (23) et arrière (24), la hauteur maximale h des sections droites (250) est évolutive de manière sensiblement continue entre la hauteur maximale de la zone centrale (25) dans une section de raccordement de la zone concernée avec ladite zone centrale et une hauteur d'extrémité diminuée au niveau de l'extrémité (21, 22) concernée du fuselage. 2 ù Avion suivant la revendication 1 dans lequel chaque section droite (250) de la zone centrale (25) a une hauteur suivant la direction Z sensiblement constante ou faiblement évolutive sur une partie substantielle de la largeur de la section considérée suivant la direction Y. 25 3 û Avion suivant la revendication 2 dans lequel la forme enveloppe dans la zone centrale (25) est déterminée principalement par quatre surfaces courbes principales sécantes, dites lobes, déterminant au niveau de chaque section droite (250) quatre segments à simple courbure correspondant respectivement à une limite supérieure (251), à une limite inférieure (252) et à deux limites latérales droite (253a) et gauche (253b) de la surface extérieure du fuselage. 4 Avion suivant la revendication 3 dans lequel chaque segment (251, 252, 253a, 253b) est un segment de cercle ou un segment d'ellipse ou un segment d'une courbe assimilable localement à un segment d'un cercle ou d'une ellipse. 5 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel une première surface de planchers (61) dans le fuselage (2) correspondant à la surface apte à recevoir une charge à transporter située en avant d'un point de référence d'une corde aérodynamique moyenne (31a, 31b) de l'aile (3) est sensiblement égale à une seconde surface de planchers (62) dans le fuselage (2) correspondant à la surface de plancher apte à recevoir une charge à transporter située en arrière du point de référence de la corde aérodynamique de l'aile. 6 Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant un train d'atterrissage (70) fixé au fuselage et ayant au moins deux positions stables dont une position dite rentrée, ledit train d'atterrissage étant, dans ladite position rentrée, totalement logé à l'intérieur du volume délimité par la forme enveloppe du fuselage (2). 7 û Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant au moins une surface aérodynamique (41) sensiblement horizontale, dite empennage horizontal arrière, située dans une partie arrière du fuselage (2) et au-dessus du dit fuselage. 8 û Avion suivant la revendication 7 dans lequel l'empennage horizontal arrière 30 (41) est maintenu au-dessus du fuselage (2) par au moins une surface aérodynamique sensiblement verticale (42a, 42b, 42c). 26 9 û Avion suivant la revendication 7 ou la revendication 8 comportant au moins un moteur de propulsion (5) maintenu au-dessus du fuselage (2) fixé sous l'empennage horizontal arrière (41). 10 û Avion suivant la revendication 9 comportant un, deux ou plusieurs moteurs (5) fixés sous l'empennage horizontal arrière (41), chaque moteur étant séparé d'un moteur voisin et ou d'une surface aérodynamique verticale (42a, 42b, 42c) d'une distance suffisante pour éviter toute interférence lors de l'ouverture de capots de moteurs. 11 û Avion suivant la revendication 9 ou la revendication 10 dont le fuselage (2) comporte à la verticale de chaque moteur (5) fixé sous l'empennage horizontal arrière (41) un puits (241) sensiblement vertical traversant le fuselage (2), les dimensions dudit puits étant suffisantes pour permettre le passage d'un moteur lors d'une opération de montage ou de dépose dudit moteur. 12 -Avion suivant la revendication 11 comportant des trappes (242, 243) de puits aptes à assurer la continuité du fuselage (2) en positions fermées et à libérer des ouvertures supérieures et ou inférieures des puits (241) en positions ouvertes. 13 û Avion suivant la revendication 12 dans lequel chaque puits (241) comporte au moins une trappe (242) de puits sur une ouverture supérieure, coulissante suivant une direction sensiblement longitudinale par rapport au fuselage (2) entre la position fermée et la position ouverte. 14 û Avion suivant la revendication 13 dans lequel les trappes (242) de puits coulissantes des ouvertures supérieures coulissent vers l'avant pour libérer les ouvertures et sont, dans la position ouverte, logée à l'intérieur du fuselage (2) dans une partie supérieure du dit fuselage. 15 û Avion suivant l'une des revendications 11 à 14 dans lequel des parois (260) situées à l'avant des puits (241) correspondent avec des parois situées à l'arrière de volumes (262), dit soutes arrières, du fuselage (2) aptes à recevoir un chargement et dans lequel les dites parois comportent des issues (261).16 û Avion suivant la revendication 15 comportant dans la partie supérieure d'au moins un puits (241) au moins un rail (245) d'accrochage d'un moyen de levage (248), ledit rail étant sensiblement orienté suivant un axe longitudinal du puits, sensiblement suivant la direction X, et s'étendant en longueur au moins en partie dans le puits. 17 û Avion suivant la revendication 16 dans lequel le au moins un rail (245) d'accrochage d'un moyen de levage s'étendant en partie dans un puits (241) s'étend en outre en partie dans un volume des soutes arrières (262), le moyen de levage (248) étant mobile sur une partie au moins de la longueur du dit rail. 18 û Avion suivant l'une des revendications 15 à 17 dans lequel au moins une structure (246), dite rampe, articulée suivant une ligne sensiblement horizontale, sensiblement perpendiculaire à la direction X, et dans la partie inférieure des parois (260) situées à l'avant des puits (241) comporte une position haute dans laquelle ladite rampe ferme au moins une ouverture inférieure d'au moins un puits et comporte au moins une position basse dans laquelle ladite rampe forme une surface d'accès aux issues (261) dans les parois des puits. 19 û Avion suivant la revendication 18 dans lequel la rampe (246) comporte une position intermédiaire dans laquelle position intermédiaire une surface supérieure de la rampe est sensiblement dans un plan déterminé par les directions X et Y correspondant à un plan de chargement des soutes arrières (262). 20 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel le fuselage (2) comporte au moins deux volumes de chargement superposés. 21 û Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant au moins un réservoir (63, 64) apte à recevoir du carburant dans une partie du fuselage (2) situées en avant de l'aile (3) et au-dessus et ou en dessous de volumes de chargement. 22 û Avion suivant l'une des revendications précédentes comportant un espace (231, 232) à l'avant (230) du fuselage (2), ledit espace étant réservé à un équipage technique, ledit espace étant séparé des autres volumes dechargement du fuselage par au moins une première cloison (237) apte à interdire aux personnes l'accès à l'espace avant à partir des autres volumes du fuselage, au moins lorsque l'avion (1) est en vol. 23 - Avion suivant la revendication 22 dans lequel l'espace (231, 232) à l'avant (230) du fuselage (2) réservé à l'équipage technique comporte une seconde cloison (233) délimitant un premier espace (232), entre ladite seconde cloison et la première cloison (237), distinct d'un second espace (231) situé en avant de la seconde cloison (233) et dans lequel les première et seconde cloisons comportent chacune au moins une issue pouvant être fermée ou ouverte, la ou les issues (239) sur la première cloison (237) étant aptes à être placées en positions fermées ou ouvertes indépendamment de la ou des issues (238) sur la seconde cloison (233) pour être apte former dans le premier espace (232) un sas de contrôle d'accès au second espace (231). 24 û Avion suivant l'une des revendications 11 à 23 dont le fuselage comporte une extension arrière (247) située suivant la direction X en arrière des puits (241). 25 û Avion suivant la revendication 24 dans lequel des équipements de servitude (27) de l'avion sont agencés dans l'extension arrière (247). 26 û Avion suivant la revendication 25 dans lequel des trappes mobiles (271, 272) sont agencées au niveau des équipements de servitude (27) au-dessus et en dessous de l'extension arrière (247). 27 û Avion suivant l'une quelconque des revendications précédentes dont l'aile (3) est fixée au fuselage (2) dans une position basse. 28 û Avion suivant l'une quelconque des revendications précédentes dont l'aile (3) est fixée au fuselage (2) dans une position haute. 29 û Avion suivant l'une quelconque des revendications précédentes comportant un train d'atterrissage (70) comportant des roues dont les positions sont déterminées par des critères opérationnels, comportant au moins un moteur (5) maintenu au-dessus du fuselage (2) dans la partie arrière dudit fuselage dans lequel dit avion la largeur du fuselage (2) au stade de la conception : - est déterminée, dans les sections droites (250) par des plans 5coupant des éléments du train d'atterrissage, de telle sorte que les éléments volumineux du train d'atterrissage (70) soient, en position train rentré, totalement inclus dans le volume délimité par la forme enveloppe du fuselage (2) ; est déterminée, dans les sections droites (250) par des plans coupant des éléments de moteurs, de telle sorte que tous les éléments d'un moteur (5) se trouvent en totalité au-dessus ou bien en totalité sur un côté, suivant la direction de l'axe Z, du fuselage (2)