FR 2929591 A1 20091009 FR 0852172 A 20080402 Avion à contrôle en tangage et en lacet par un ensemble propulsif La présente invention appartient au domaine des avions de transport tels que les avions civils de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant des moteurs de propulsion fixés près du fuselage en un point distant du centre de 5 gravité de l'avion tels que des moteurs installés à l'arrière du fuselage Pour des raisons de stabilité et de contrôle de l'attitude et de la trajectoire, les avions comportent en général des empennages associés à des gouvernes aérodynamiques. 10 Le rôle de ces empennages et gouvernes est bien connu des concepteurs d'avion et les dimensions des empennages ainsi que les dynamiques de leurs parties mobiles, plan horizontal réglable (trim) ou gouvernes de profondeur ou de direction, sont déterminées pour répondre à des exigences de sécurité, des exigences de performances opérationnelles et des exigences de confort. 15 Une architecture d'avion répandue, en particulier pour les avions de transport civil, met en oeuvre des empennages formés par des surfaces aérodynamiques horizontales, empennage horizontal, et une surface aérodynamique verticale, empennage vertical ou dérive, fixés au fuselage dans une partie arrière en arrière de l'aile, et les dites surfaces ayant du côté de leurs 20 bords de fuite des volets mobiles articulés, respectivement les gouvernes de profondeur et de lacet. Dans une autre forme connue les empennages sont réalisés par deux surfaces aérodynamiques inclinées formant un V, dit empennage papillon, assurant simultanément les fonctions d'empennage vertical et d'empennage 25 horizontal. Dans ces exemples connus, les moteurs de propulsion sont fixés au fuselage ou à l'aile de l'avion par des moyens dédiés indépendants des empennages et les traînées aérodynamiques liées aux formes et aux surfaces mouillées des différents éléments se cumulent ainsi que leurs masses ce qui est préjudiciable aux performances de l'avion. En outre les gouvernes aérodynamiques ont une efficacité qui varie avec le carré de la vitesse relative de l'avion par rapport à l'air et, en raison de conditions de contrôle de l'avion à basses vitesses en vol et au sol, il est généralement nécessaire d'utiliser des empennages dont les dimensions ne sont pas justifiées pour le vol de croisière, majoritaire en temps, d'où une nouvelle pénalité des architectures connues. Il est aussi connu lorsqu'un avion comporte des moteurs distants latéralement, par exemple des moteurs sous l'aile de chaque coté de l'axe d'utiliser des poussées différentes entre un moteur gauche et un moteur droit pour réaliser un couple de lacet. Toutefois ce type de contrôle, pratiqué manuellement pour le roulage de certains avions et exceptionnellement en vol lors de la perte des commandes aérodynamiques, s'avère limité en raison des temps de réponse des moteurs tels que des réacteurs et de l'impossibilité d'agir efficacement sur l'axe de tangage. Pour améliorer les qualités de contrôle d'un avion et diminuer les pénalités de masse et de traînée aérodynamique des architectures connues, la présente invention propose un avion dont le contrôle en tangage et en lacet utilise en partie au moins la poussée des moteurs en agissant sur la direction de la poussée qui peut être modifiées efficacement dans les amplitudes nécessaires et avec la rapidité nécessaire. Pour cela, l'avion de l'invention comporte une aile, un fuselage et aux moins deux moteurs de propulsion fixés au fuselage à l'extérieur du fuselage et en un point distant du centre de gravité G de l'avion par une structure de support du moteur, dite mat, et : -chacun des aux moins deux moteurs est monté pivotant autour d'un axe de pivotement situé sensiblement dans un plan YZ d'un référentiel de l'avion perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'avion, aussi axe X du référentiel de l'avion ; -les axes de pivotement des aux moins deux moteurs pivotants sont d'une part orientés de manière sensiblement symétrique par rapport à un plan de symétrie vertical XZ de l'avion et d'autre part agencés suivant des orientations inclinées, ni horizontales suivant la direction Y du repère avion, ni verticales suivant la direction Z du repère avion, de sorte à former un agencement en V. Dans un mode de réalisation, chacun des deux moteurs pivotants comporte une nacelle comportant elle-même au moins trois volets mobiles de déviation d'un jet de moteur dans une zone arrière de la nacelle. Les volets de nacelle permettent de modifier la direction du jet par une combinaison de braquages des volets mobile de déviation et donc par des moyens redondants et avec une dynamique différente de celle du pivotement des moteurs de modifier la direction de la poussée des moteurs comme dans le cas du pivotement des moteurs. Dans un mode préféré, afin de découpler les déviations du jet suivant un plan vertical XZ et suivant un plan horizontal XY du référentiel de l'avion, chaque nacelle comporte au moins deux volets mobiles dans un sens sensiblement vertical chacun autour d'un axe sensiblement horizontal dans le référentiel de l'avion, dits volets verticaux, de déviation du jet de moteur dans un plan XZ sensiblement vertical et au moins deux volets mobiles dans un sens sensiblement horizontal chacun autour d'un axe sensiblement vertical dans le référentiel de l'avion, dits volets horizontaux de déviation du jet de moteur dans un plan XY sensiblement horizontal. Pour participer à la stabilité aérodynamique de l'avion en vol, chaque mat 25 des deux moteurs est conformé, en particulier en profil et en surface, pour servir de surface de stabilisation aérodynamique de l'avion. Avantageusement les mats ainsi profilés sont pourvus chacun d'au moins un volet de bord de fuite formant gouverne aérodynamique de sorte que les mats constituent un empennage en V de l'avion et forment également un ensemble de 30 moyen de contrôle de l'avion en tangage et en lacet, indépendant et complémentaire du pivotement des moteurs et des volets de nacelle. Pour assurer une fixation des moteurs pivotants sur l'avion à la fois résistante et fiable, avantageusement chacun des deux moteurs pivotants est fixé au mat correspondant sans degré de liberté et chaque mat est fixé pivotant au fuselage. Dans une forme préférée de réalisation, pour générer les forces nécessaires au pivotement avec la précision et la fiabilité nécessaire, chaque mat comporte un caisson travaillant à une extrémité duquel est fixé le moteur et à l'emplanture duquel un arbre coopère avec un cadre du fuselage de sorte à donner au dit mat un degré de liberté en rotation autour de l'axe de pivotement et dans lequel avion un actionneur est relié au caisson travaillant d'une part et à une structure du fuselage d'autre part pour être apte à créer un couple d'entraînement en rotation du caisson autour dudit axe de pivotement. En raison de l'importance des fonctions assurées, en particulier le contrôle de l'avion en vol, et des risques dans une zone pouvant être impactée par des débris d'un éclatement de moteur, le cadre est formé d'au moins deux éléments assemblés et l'arbre est formé d'au moins deux arbres coaxiaux suivant une conception sécurisée dite � fait safe �. Pour répondre aux exigences de stabilisation et de contrôle de l'avion les parties mobiles sont déterminées pour que les constantes de temps d'asservissement soient de l'ordre de la seconde ou plus pour une dynamique de contrôle des mouvements autour des axes de pivotement des moteurs et ou sont déterminées pour des constantes de temps d'asservissement inférieures à la seconde pour des dynamiques de contrôle des volets de nacelles et ou des gouvernes de bord de fuite de mat et des moyens de commande élaborent des ordres en pivotements des moteurs prioritairement pour des fonctions d'équilibrage de l'avion ou de trim, et élaborent des ordres en braquages de volets de nacelle et ou de gouvernes de bord de fuite de mat prioritairement pour des fonctions de pilotage ou de stabilité dynamique. L'avion suivant l'invention est décrit en référence aux figures qui 30 représentent schématiquement : figure 1 : une vue en perspective d'un exemple d'avion suivant l'invention en configuration de vol en croisière comportant des moteurs arrières pivotants ; figures 2a, 2b, 2c : des vues de face, de profil et de dessus de la partie arrière de l'avion de la figure 1 ; figure 3a : une vue de face de l'avion de la figure 1 dans lequel les moteurs sont pivotés pour créer un couple de tangage à cabrer; figure 3b : une vue de face de l'avion de la figure 1 dans lequel les moteurs sont pivotés pour créer un couple de tangage à piquer; figure 3c : une vue de face de l'avion de la figure 1 dans lequel les moteurs sont pivotés pour créer un couple de lacet ; figure 4a : une vue en perspective de l'arrière de l'avion de la figure 1 illustrant la création d'un couple de tangage à piquer au moyen des volets de nacelle ; figure 4b : une vue en perspective de l'arrière de l'avion de la figure 1 illustrant la création d'un couple de tangage à cabrer au moyen des volets de nacelle ; figure 4c : une vue en perspective de l'arrière de l'avion de la figure 1 illustrant la création d'un couple de lacet au moyen des volets de nacelle ; figure 5a : une vue en perspective de l'arrière de l'avion de la figure 1 illustrant la création d'un couple de tangage à piquer au moyen des gouvernes de mat ; figure 5b : une vue en perspective de l'arrière de l'avion de la figure 1 illustrant la création d'un couple de tangage à cabrer au moyen des gouvernes de mat ; figure 5c : une vue en perspective de l'arrière de l'avion de la figure 1 illustrant la création d'un couple de lacet au moyen des gouvernes de mat ; figure 6 : une vue en perspective d'un ensemble moteur, nacelle et mat sans le fuselage ; Figure 7 : une vue en perspective d'un exemple de liaison mat-moteur ; Figure 8a : une vue en perspective de l'avant d'un exemple de principe de liaison pivotante du mat sur la structure du fuselage ; Figure 8b : une vue en perspective depuis l'arrière de la liaison de la figure 8a illustrant un exemple de principe de fonctionnement d'un actionneur de pivotement ; Figure 8c : une vue en perspective de l'emplanture du mat au niveau de la liaison de la figure 8a illustrant un exemple de cheminements des câbles et conduites entre le mat et le fuselage ; Figure 9 : une vue générale en perspective d'un avion quadrimoteur suivant l'invention. Un avion 1, présenté sur la figure 1, suivant l'invention comporte un fuselage 2 et une aile 3 de manière conventionnelle et comporte en outre au moins deux moteurs 5a, 5b de propulsion fixés à l'extérieur du fuselage 2 par l'intermédiaire d'une structure de liaison 4a, 4b, dite mat, entre le fuselage 2 et chaque moteur 5a, 5b. Pour les besoins de la description il est fait référence à trois directions principales d'un repère avion conventionnel : -une direction X parallèle à un axe longitudinal du fuselage 2 orienté positivement vers l'avant de l'avion ; - une direction Z perpendiculaire à la direction X et parallèle à un plan de symétrie vertical de l'avion, orienté positivement vers le bas ; - une direction Y perpendiculaire à un plan XZ déterminé par les directions X et Z, orienté positivement vers la droite de l'avion. Les moteurs 5a, 5b sont des réacteurs comme illustré sur les figures dans l'exemple de réalisation de l'invention décrit de manière détaillée ou bien de façon plus générale des moteurs comportant une nacelle soumise à un écoulement aérodynamique généré par le moteur, par exemple des moteurs avec des hélices carénées (cas non illustré). Les moteurs 5a, 5b sont fixés au fuselage 2 de préférence dans une zone du fuselage aussi distante que possible d'un point G correspondant au centre de gravité de l'avion, centre de gravité G généralement près de l'axe longitudinal du fuselage. Avantageusement, pour diverses raisons telles que des questions de centrage, de bruits intérieurs de l'avion ou de sécurité, les moteurs sont fixés dans une partie arrière 21 du fuselage et au-dessus du fuselage tel que dans l'exemple de réalisation décrit de manière détaillée et illustré de manière non restrictive sur les figures. Les mats 4a, 4b qui maintiennent les moteurs 5a, 5b au fuselage 2 forment un V dans un plan YZ défini par les directions Y et Z, c'est à dire que de préférence des axes 41a, 41b des dits mats ne sont ni horizontaux, i.e. suivant Y, ni verticaux, i.e. suivant Z dans le repère avion. Les mats 4a, 4b forment ainsi une structure d'empennage en V chaque mat ayant de préférence une section transversale en forme de profil aérodynamique à la manière des surfaces aérodynamiques d'un empennage et comportant chacun au niveau de son bord de fuite au moins une gouverne articulée 43a, respectivement 43b, apte à être braquée par rapport à une structure principale 42a, respectivement 42b, du mat. Chaque moteur 5a, 5b est monté pour pivoter autour d'un axe de pivotement, ledit axe de pivotement n'étant ni horizontal ni vertical de sorte que les axes de pivotement des moteurs forment un V sensiblement dans le plan YZ. Avantageusement un axe de pivotement d'un moteur 5a, 5b est sensiblement parallèle à l'axe 41a, 41b du mat auquel le moteur considéré est fixé, de sorte que l'orientation d'un axe longitudinal 51a, 51b du moteur, correspondant sensiblement à un axe principal de la poussée du moteur, est modifiable dans un plan perpendiculaire à l'axe du mat par une rotation du moteur autour de l'axe de pivotement. L'axe de pivotement est par exemple confondu avec l'axe 41a, 41b du mat comme dans un exemple de réalisation décrit de manière détaillée 30 ultérieurement. Chaque moteur 5a, 5b, plus précisément chaque nacelle de moteur comporte en outre des volets aérodynamiques situés près d'un bord de fuite 52a, 52b de ladite nacelle, c'est à dire près du bord de la nacelle considérée du côté d'une tuyère d'éjection vers une extrémité arrière de la nacelle. Chaque volet aérodynamique correspond en surface à une partie de la nacelle dont les dimensions en corde, suivant une longueur de la nacelle dans la direction longitudinale du moteur, et en envergure, suivant un périmètre de la nacelle, sont déterminées en fonctions de performances souhaitées de déviation du jet du moteur considéré et de contraintes d'installation du volet fonction des diverses structures et des divers systèmes devant cohabiter dans la zone de la nacelle. Chaque volet est articulé au niveau de sa partie avant afin de pouvoir être orienté dans une direction radiale du moteur, en direction de l'axe 51a, 51b du moteur ou dans une direction opposée, et de dévier l'écoulement aérodynamique à la sortie de la nacelle afin de créer une composante radiale de la poussée du moteur. Afin de pouvoir dévier l'écoulement aérodynamique du jet moteur dans toutes les directions indépendamment de l'orientation du moteur, une nacelle d'un moteur 5a, 5b comporte au moins trois volets aérodynamiques sensiblement équi-répartis sur le périmètre arrière de sortie de la nacelle, et avantageusement, en référence aux figures 4a, 4b et 4c, quatre volets sont agencés comme illustré sur les figures 2b et 2c, de sorte que deux volets à débattement dans un sens sensiblement vertical, dits volets verticaux 531a, 532a, respectivement 531b, 532b, articulés autour d'un axe sensiblement horizontal, agissent pour dévier l'écoulement dans un plan sensiblement vertical XZ de l'avion et deux volets à débattement dans un sens sensiblement horizontal, dits volets horizontaux 533a, 534a, respectivement 533b, 534b, articulés autour d'un axe sensiblement vertical, agissent pour dévier l'écoulement dans un plan sensiblement horizontal XY de l'avion. Ainsi , un avion 1 suivant l'invention comporte trois ensembles de moyens aptes à créer des forces variables suivant une direction Z du référentiel de l'avion, forces génératrices sur l'avion de couples variables de tangage, et des forces variables suivant une direction Y du référentiel de l'avion, génératrices sur l'avion de couples variables de lacet et de manière générale des forces variables dans un plan YZ déterminant une composante de force dans la direction Y et une composante de force dans la direction Z. Les trois ensembles sont : - un premier ensemble désigné � moteurs pivotants� ; -un deuxième ensemble désigné �volets de nacelles � ; - un troisième ensemble désigné � gouvernes de mats � On comprend que chaque ensemble, par un usage adapté, permet de créer des forces variables orientées essentiellement dans la direction Y et dans la direction Z de l'avion et donc des couples autour du centre de gravité G de l'avion 1, en particulier en raison de la distance du centre de gravité G à des points d'application des forces générées, orientés suivant la direction de l'axe Z, respectivement suivant la direction de l'axe Y, comme il est maintenant détaillé pour chaque ensemble, étant compris que les différents ensembles sont le cas échéant utilisés conjointement en fonction de besoins opérationnels en particulier. Mise en oeuvre des moteurs pivotants : Ce mode de fonctionnement est illustré sur les figures 3a, 3b et 3c. Les moteurs 5a, 5b de propulsion génèrent dans leur fonction principale une force nécessaire à la propulsion orientée sensiblement suivant l'axe 51a, 52b du moteur vers l'avant de l'avion 1. Dans une configuration de vol classique, les axes 51a, 51b des moteurs sont sensiblement parallèles à l'axe longitudinal X de l'avion. Pour diverses raisons, par exemple d'optimisation dans certaines phases de vol, les axes moteurs 51a, 51b sont parfois, dans une position neutre, légèrement décalés en orientation par rapport à la direction X de l'avion 1 mais toujours avec des angles de faibles valeurs. Pour une orientation constante des moteurs dans le référentiel avion, l'effet de la poussée des moteurs sur les couples autour des axes Z ou Y est donc limité aux cas de vol dans lesquels la poussée est modifiée en intensité ce qui ne permet pas de contrôler des attitudes de l'avion lorsque la poussée est imposée par d'autres critères, par exemple maintenir la vitesse de l'avion. Suivant l'invention, lorsqu'un moteur 5a ou 5b du premier ensemble de moteurs orientables pivote autour de l'axe de pivotement, l'axe longitudinal 51a, respectivement 51b, du moteur et donc l'orientation de la poussée 54a, respectivement 54b, créée par le moteur considéré change de direction dans le repère avion ce qui a pour effet de modifier les valeurs des composantes 541a, 541b de la poussée, dites composantes verticales de la poussée, suivant la direction Z du repère avion et des composantes 542a, 542b de la poussée, dites composantes horizontales de la poussée, suivant la direction Y du repère avion. Lorsque les deux moteurs 5a, 5b sont pivotés d'un angle équivalent à piquer comme illustré sur la figure 3a, la résultante de la poussée de chaque moteur 54a, 54 b, comporte une composante orientée d'une part vers le bas 541a, 541b et d'autre part, en raison de l'angle formé par les axes de pivotement, dans des directions latérales symétriques par rapport au plan vertical XZ de symétrie de l'avion, vers l'extérieur 542a, 542b dans la configuration des axes de pivotement de la figure 3a. Les deux moteurs 5a et 5b ayant en fonctionnement normal des poussées très voisines, il en résulte une composante résultante de la poussée des deux moteurs suivant Z vers le bas du fait des pivotements, somme des composantes vers le bas 541a et 541b de chaque moteur, et une composante latérale suivant Y sensiblement nulle, somme algébrique des composantes latérales 542a et 542b de chaque moteur, sensiblement de mêmes intensités mais de directions opposées. Cette configuration du pivotement des moteurs de la figure 3a 25 correspond à la création d'un couple à cabrer de l'avion 1 qui tend à une rotation positive autour d'un axe de direction Y. Suivant un fonctionnement similaire, lorsque les moteurs 5a, 5b sont pivotés d'un même angle à cabrer, comme illustré sur la figure 3b, il est créé une composante résultante de la poussée des moteurs dans la direction de l'axe Z 30 orientée vers le haut qui a pour effet de créer un couple à piquer de l'avion 1 qui tend à induire une rotation négative autour de l'axe de direction Y. Lorsque les moteurs 5a et 5b sont pivotés l'un suivant un angle à cabrer et l'autre suivant un angle à piquer de sensiblement la même amplitude, comme dans le cas illustré sur la figure 3c, les composantes verticales de la poussée de chaque moteur ont sensiblement la même intensité mais des directions opposées, le moteur pivoté à cabrer, le moteur gauche 5a sur la figure 3c, ayant une composante orientée vers le haut et le moteur pivoté à piquer, le moteur 5b sur la même figure, ayant une composante orientée vers le bas ce qui conduit à une composante verticale sensiblement nulle. Par contre, dans ce cas les composantes latérales 542a et 542b des poussées des moteurs sont orientées dans la même direction ce qui conduit à une résultante non nulle de la composante latérale de la poussée des moteurs et à la création d'un couple de lacet autour de l'axe Z de l'avion. L'agencement des moteurs et leur montage pivotant permet donc en contrôlant le pivotement des moteurs de générer des couples de lacet ou des couples de tangage de l'avion par un pivotement différentiel ou un pivotement symétrique des moteurs. La superposition en commande d'un pivotement différentiel et d'un pivotement symétrique, obtenu par un contrôle indépendant du pivotement de chaque moteur, permet donc de générer des couples combinés de lacet et de tangage qui permettent de contrôler les attitudes de l'avion autour de ces deux axes. Mise en oeuvre des volets de nacelle : Ce mode de fonctionnement est illustré sur les figures 4a, 4b et 4c. Les volets de nacelle d'un moteur comme décrit précédemment interfèrent avec le jet dudit moteur. Lorsque des volets de nacelle sont braqués, ils dévient le jet dans la direction du braquage des dits volets ce qui a pour effet de modifier l'orientation de la poussée dans la direction inverse du sens de la déviation du jet. Ainsi lorsque les volets verticaux 531a, 532a, 531b, 532b, sont orientés vers le bas comme illustré sur la figure 4a, les jets des moteurs sont défléchis vers le bas et la poussée est orientée vers le haut ce qui induit une composante de la poussée suivant la direction verticale Z orientée vers le haut et génère sur l'avion 1 un couple à piquer. De manière similaire lorsque les volets verticaux 531a, 532a, 531b, 532b, sont orientés vers le haut comme illustré sur la figure 4b, les jets des moteurs sont défléchis vers le haut et la poussée est orientée vers le bas ce qui induit une composante de poussée suivant la direction verticale Z orientée vers le bas et génère sur l'avion un couple à cabrer. Lorsque les volets horizontaux 533a, 534a, 533b, 534b, sont orientés latéralement, vers la gauche ou vers la droite de l'avion, les jets des moteurs sont orientés vers la gauche ou vers la droite respectivement et la poussée des moteurs subit une déviation vers la droite ou vers la gauche respectivement. La déviation de la poussée induit une composante latérale de poussée orientée suivant la direction Y vers la droite de l'avion ou vers la gauche de l'avion suivant le cas qui génère un couple de lacet sur l'avion. Les orientations des volets verticaux ou des volets horizontaux des deux moteurs sont avantageusement coordonnées pour agir dans le même sens et lorsqu'un couple de lacet combiné à un couple de tangage est recherché, des orientations adaptées des volets verticaux et des volets horizontaux sont appliquées simultanément. Il convient de noter que d'autres combinaisons d'agencement de volets de nacelle que celle représentée sur les figures sont possibles et entre le champ de la présente invention dés que ces combinaisons permettent de modifier de manière contrôlée l'orientation de la poussée des moteurs verticalement et horizontalement. L'agencement des volets de nacelle permet donc en contrôlant les orientations des dits volets de générer des couples de lacet ou des couples de roulis de l'avion ou des couples combinés de lacet et de tangage qui permettent de contrôler les attitudes de l'avion 1 autour de ces deux axes. Mise en oeuvre des gouvernes de mats : Comme illustré sur les figures 5a, 5b, 5c, les gouvernes de mat 43a, 43b 30 sont articulées sur une structure principale 42a, respectivement 42b, de chaque mat 4a, 4b. Dans l'exemple illustré chaque mat comporte une seule gouverne articulée du côté d'un bord de fuite aérodynamique du mat et qui s'étend sur une partie de la corde du mat dans le sens longitudinal X. Les mats 4a, 4b et les gouvernes de mats 43a, 43b fonctionnent de manière similaire au fonctionnement connu des systèmes d'empennage en V dit 5 � papillon �. Dans un tel type d'empennage, les forces aérodynamiques générées en présence d'un écoulement lié au déplacement de l'avion relativement à la masse d'air sur chaque mat et la gouverne associée se combinent pour créer des forces aérodynamiques comportant des composantes orientées suivant les directions 10 des axes Y et Z pour permettre le contrôle de l'avion en tangage et en lacet. Les surfaces aérodynamiques formées par les mats sont également des surfaces qui assurent la stabilité de l'avion en vol autour d'un point d'équilibre de manière conventionnel pour un système d'empennage. Dans le cas d'un braquage symétrique des gouvernes de mat 43a, 43b 15 vers le bas, comme illustré sur la figure 5a, il est généré une force aérodynamique vers le haut qui dans la configuration présentée génère un couple à piquer pour l'avion 1. Dans le cas d'un braquage symétrique vers le haut, cas de la figure 5b, un couple à cabrer de l'avion 1 est généré. 20 Dans le cas d'un braquage antisymétrique, comme illustré sur la figure 5c, une force aérodynamique orientée latéralement est générée qui induit un couple de lacet sur l'avion 1. Dans la pratique chaque configuration de braquage dissymétrique des gouvernes peut être considérée comme la superposition d'un braquage 25 symétrique et d'un braquage antisymétrique dont les effets sur les couples générés se combinent. Dans une forme préférée de réalisation de l'invention, les moteurs sont montés fixes sur les mats et le pivotement d'un moteur est assuré par un 30 pivotement de l'ensemble du mat et du moteur considéré. Dans ce cas, illustré sur les figures 3a, 3b, 3c, le pivotement de la structure 42a, 42b du mat produit des effets similaires au braquage de la gouverne de mat. Cette situation est favorable en pratique car les efforts aérodynamiques générés par le mat dans le plan XY et la composante de la poussée du moteur solidaire du mat dans le plan XY lors d'un pivotement de l'ensemble mat moteur sont orientés sensiblement dans la même direction et combinent donc leurs effets pour un meilleur résultat commun, effets auxquels peuvent également se combiner les effets des gouvernes de mat et des volets de nacelle. Dans un avion 1 suivant l'invention, l'ensemble des éléments mobiles qui viennent d'être décrits, moteurs pivotants, volets de nacelle et le cas échéant gouvernes de bord de fuite de mat sont orientés aux moyens d'actionneurs, non représentés, qui peuvent être de différentes technologies tels que des actionneurs hydrauliques, des actionneurs électriques, des actionneurs électrohydrauliques..., commandés par un système de commande de tel qu'un calculateur de commande de vol, non représenté, qui assure à la fois le contrôle de la stabilité de l'avion et de ses manoeuvres. Les différents éléments mobiles sont utilisés à ces fins de manière combinée en tenant compte des performances propres à chaque type d'éléments mobiles et des actionneurs associés. De préférence les éléments mobiles à grande inertie, essentiellement les moteurs 5a, 5b pivotants et le cas échéant les mats 4a, 4b solidaires des moteurs, seront utilisés pour les fonctions n'exigeant pas une dynamique élevée telles que les fonctions d'équilibrage en vol, dites fonctions � trim �, pour lesquelles les temps d'établissement acceptables sont de l'ordre de quelques secondes sur un avion de transport multimoteurs. A contrario les éléments mobiles à faible inertie, essentiellement les volets de nacelle 53la-b, 532a-b, 533a-b, 534a-b et le cas échéant les volets de mat 43a, 43b, capables de temps d'établissement inférieurs à la seconde seront de préférence mis en oeuvre pour les fonctions de pilotage et de stabilité dynamique. Les éléments mobiles des deux catégories restent utilisables simultanément pour les besoins de certaines manoeuvres si besoin. Avantageusement, le système de commande prend également en compte l'état des différents systèmes de sorte que les capacités des différents ensembles soient utilisées de manière optimale, en particulier en cas de défaillance de certains composant. En particulier le cas de la panne d'un des moteurs doit être considéré. Dans ce cas les effets non recherchés par la modification de l'angle de pivotement du moteur en fonctionnement, par exemple la force suivant Y lorsqu'un couple de tangage seul est voulu, sont avantageusement compensés par une action sur un autre ensemble, les volets de nacelle et ou les volets de mat. Dans la réalisation de l'invention le pivotement des moteurs est essentiel et doit être assuré de manière efficace est fiable. Pour chaque moteur, il est en effet nécessaire que malgré le pivotement l'ensemble des efforts de propulsion générés par le moteur et les efforts d'inertie liés à la masse du moteur soient parfaitement transmis, avec un jeu minimum. La figure 6 illustre un moteur 5a, 5b comportant une nacelle, en l'occurrence un turboréacteur à grand taux de dilution, et fixé à un mat 4a, 4b destiné à être monté sur un fuselage d'avion non représenté sur cette figure. Le mat, dont la forme n'est pas imposée mais correspond à titre d'illustration à un mat profilé pouvant former une partie d'un système d'empennage arrière, comporte essentiellement une partie structurale tel qu'un caisson structural 44 à une première extrémité duquel est fixé le moteur 5a, 5b prolongé du coté d'une extrémité opposée à la première extrémité, dite emplanture, par un arbre 45 d'axe confondu avec l'axe 41a, 41b de pivotement du moteur. Du coté de la première extrémité du caisson structural 44, le moteur 5a, 5b est fixé, comme illustré sur la figure 7 sur laquelle la nacelle du moteur n'est pas représentée, par des liaisons conventionnelles, en général des liaisons mettant en oeuvre des chapes de liaison et des spigots de reprise d'efforts. Dans ce montage, le moteur est solidaire du mat sans degré de liberté et le pivotement du mat entraîne le pivotement du moteur. Ce montage est préféré car il procure plusieurs avantages. D'une part les effets du pivotement du mat qui correspond à une variation d'un calage aérodynamique dudit mat produit des effets de même nature et de même sens que le pivotement du moteur et en conséquence les effets se conjuguent favorablement. D'autre part, la zone d'interface entre le mat et le fuselage est sensiblement plus simple à aménager que la zone d'interface entre le mat et le moteur du fait de la forme de ladite zone qui présente des courbures plus importantes sur la nacelle du moteur et du fait de la place disponible pour les dispositifs de pivotement qui est très réduite au niveau du moteur. Du côté de l'emplanture du caisson structural 44, l'arbre 45 est monté pivotant autour de l'axe de pivotement 41a, 41b sur des paliers 461, 462, comme illustré sur la figure 8a, dans un alésage d'un premier cadre 23, premier cadre qui est intégré dans la structure, non représentée, de la partie arrière du fuselage 2. Le premier cadre 23 présente l'allure générale d'un disque épais dont le plan est sensiblement perpendiculaire à la direction X du repère avion et l'axe de pivotement 41a, 41b est sensiblement dans un plan médian dudit disque suivant une direction sensiblement radiale. Dans le mode de réalisation décrit, le premier cadre 23 est symétrique par rapport à un plan XZ de symétrie vertical de l'avion et assure le maintien des 20 deux mats 4a, 4b, un seul mat étant représenté sur la figure 8a. De préférence, l'ensemble de cet assemblage, critique en matière de sécurité et devant résister à des efforts importants, est réalisé suivant une conception � fait safe � pour limiter les conséquences d'une défaillance d'un élément essentiel de structure. 25 Ainsi l'arbre 45 est réalisé au moyen de deux arbres 45a et 45b coaxiaux dont chacun garanti l'intégrité de la liaison du mat 4a, 4b au premier cadre 23 et ledit premier cadre est réalisé par l'assemblage de deux cadres 231 et 232. Un second cadre 24, décalé par rapport au premier cadre 23 suivant la direction longitudinale X de l'avion, par exemple en arrière dudit premier cadre, 30 détermine des points d'appui d'actionneurs 61, visible sur la figure 8b, qui agissent sur le caisson 44 pour modifier un angle de pivotement dudit caisson, et donc du mat 4a, 4b et du moteur 5a, 5b, autour de l'axe 41a, 41b. De préférence le second cadre 24 est également doublé 241, 242 suivant une conception fail safe et l'actionneur 61 dispose de redondances suffisantes compte tenu des exigences de sûreté de fonctionnement du dispositif qui appartient aux commandes de vol, par exemple au moins deux éléments 61a et 61b d'action utilisant des sources d'énergie séparées. En raison du pivotement angulaire du caisson 44 autour de l'arbre 45, l'ensemble des canalisations et des câbles électriques de différentes natures, visibles sur la figure 8c, entre le moteur fixé au mat et le fuselage doit être conçu pour éviter tout endommagement. Les câbles électriques 62, 63, de puissance ou de commande et de contrôle, présentent généralement, moyennant des précautions d'installation, une souplesse suffisante pour accepter les déplacements considérés au niveau d'ouvertures de passage 621, 631 des dits câbles électriques vers le caisson 44. Les canalisations 64, par exemple des canalisations hydrauliques et ou des canalisations de carburant et ou des canalisations pour des produits d'extinction, présentent une rigidité moindre et sont raccordées au niveau d'ouvertures 641 de passage vers le caisson 44 au moyen de raccords souples 642. Dans un mode particulier de réalisation, l'invention s'applique à un avion comportant outre les moteurs pivotants 5a, 5b des moteurs fixes de propulsion par exemple des moteurs sous l'aile 3 comme dans l'exemple de la figure 9 qui illustre un avion quadriréacteur suivant l'invention comportant deux moteurs arrières pivotants 5a, 5b et deux moteurs fixes 5c, 5d maintenus sous l'aile 3 au moyen de mats d'accrochage conventionnels. L'invention permet de réaliser un avion optimisé vis à vis des possibilités de contrôle de l'avion en tangage et en lacet par l'utilisation d'une poussée orientable de deux moteurs distants du centre de gravité ce qui évite la nécessité d'un empennage conventionnel ou au moins de réduire significativement les dimensions de celui-ci. Un gain est réalisé sur la surface mouillée de la structure et donc sur la traînée aérodynamique ainsi que sur la masse. En outre le contrôle en tangage et en lacet de l'avion est possible avec efficacité même lorsque la vitesse aérodynamique est nulle ou trop faible pour être assuré par des empennages aérodynamiques conventionnels.5 REVENDICATIONS1 Avion (1) comportant une aile (3), un fuselage (2) et aux moins deux moteurs (5a, 5b) de propulsion, chaque moteur étant fixé au fuselage (2) à l'extérieur dudit fuselage par une structure de support du moteur, dite mat (4a, 4b), caractérisé en ce que : -chacun des aux moins deux moteurs (5a, 5b) est monté pivotant autour d'un axe de pivotement (41a, 41b), ledit axe de pivotement étant sensiblement dans un plan YZ d'un référentiel de l'avion (1) perpendiculaire à un axe longitudinal de l'avion dit axe X du référentiel de l'avion ; -les axes de pivotement (41a, 41b) des aux moins deux moteurs pivotants (5a, 5b) étant d'une part orientés de manière sensiblement symétrique par rapport à un plan de symétrie vertical XZ de l'avion (1) et d'autre part agencés suivant des orientations inclinées, ni horizontales suivant la direction Y du repère avion, ni verticales suivant la direction Z du repère avion, de sorte à former un agencement en V. 2 ù Avion suivant la revendication 1 dans lequel chacun des aux moins deux moteurs pivotants (5a, 5b) comporte une nacelle, ladite nacelle comportant au moins trois volets mobiles de déviation d'un jet de moteur dans une zone arrière de la nacelle. 3 Avion suivant la revendication 2 dans lequel chaque nacelle des aux moins deux moteurs pivotants (5a, 5b) comporte au moins deux volets mobiles chacun autour d'un axe sensiblement horizontal dans le référentiel de l'avion (1), dits volets verticaux (531a, 532a, 531b, 532b), de déviation du jet de moteur dans un plan XZ sensiblement vertical et au moins deux volets mobiles chacun autour d'un axe sensiblement vertical dans le référentiel de l'avion (1), dits volets horizontaux (533a, 534a, 533b, 534b) 20 de déviation du jet de moteur dans un plan XY sensiblement horizontal. 4 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel chaque mat (4a, 4b) des aux moins deux moteurs pivotants (5a, 5b) est conformé pour 5 servir de surface de stabilisation aérodynamique de l'avion (1). ù Avion suivant la revendication 4 dans lequel chaque mat comporte au moins un volet (43a, 43b) de bord de fuite formant gouverne aérodynamique de sorte que les mats (4a, 4b) constituent un empennage en V de l'avion (1). 6 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel chacun des aux moins deux moteurs pivotants (5a, 5b) est fixé au mat correspondant (4a, 4b) sans degré de liberté et dans lequel chaque mat (4a, 4b) est fixé pivotant au fuselage (2). 15 7 Avion suivant la revendication 6 dans lequel chaque mat (4a, 4b) comporte un caisson travaillant (44) à une première extrémité duquel est fixé le moteur (5a, 5b) et à une seconde extrémité, dite emplanture, duquel un arbre (45) coopère avec un cadre (23) du fuselage de sorte à donner au dit 20 mat un degré de liberté en rotation autour de l'axe de pivotement (41a, 41b) et dans lequel avion un actionneur (61) est relié au caisson 44 travaillant d'une part et à une structure (24) du fuselage (2) d'autre part pour être apte à créer un couple d'entraînement en rotation du caisson autour dudit axe de pivotement. 25 8 Avion suivant la revendication 7 dans lequel le cadre (23) est formé d'au moins deux éléments assemblés (231, 232) et l'arbre (45) est formé d'au moins deux arbres coaxiaux 45a et 45b suivant une conception sécurisée dite � fail safe �. 9 ù Avion suivant l'une des revendications 2 à 8 dans lequel des actionneurs des parties mobiles sont déterminés pour des constantes de temps 30d'asservissement de l'ordre de la seconde ou plus pour une dynamique de contrôle des mouvements autour des axes de pivotement des moteurs pivotants (5a, 5b) et ou sont déterminés pour des constantes de temps d'asservissement inférieures à la seconde pour des dynamiques de contrôle des volets de nacelles et ou des gouvernes de bord de fuite de mat (43a, 43b). ù Avion suivant la revendication 9 dans lequel des moyens de commande élaborent des ordres en pivotements des moteurs pivotants prioritairement 10 pour des fonctions d'équilibrage de l'avion ou de trim, et élaborent des ordres en braquages de volets de nacelle et ou de gouvernes de bord de fuite de mat prioritairement pour des fonctions de pilotage ou de stabilité dynamique.