FR 2935351 A1 20100305 FR 0855799 A 20080829 Avion à fuselage suspendu sous l'aile La présente invention appartient au domaine des avions de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant une aile placée au-dessus d'un fuselage avec des capacités de mobilité en vol de l'aile par rapport au fuselage. Dans une architecture aérodynamique largement répandue et qui correspond à la grande majorité des avions actuels, en particulier pour les avions de transport, l'avion comporte un fuselage, généralement de forme allongée, auquel est fixée une aile dans une partie médiane du fuselage suivant la longueur et auquel est fixé un ensemble d'empennages, empennage vertical et empennage horizontal, destiné à assurer la stabilité aérodynamique de l'avion en vol et son contrôle au moyen de gouvernes associées aux empennages. L'avion comporte également un, deux ou plusieurs moteurs, qui suivant les cas sont fixés à l'aile ou au fuselage. Dans de telles architectures, l'aile, généralement bien distincte du fuselage, est fixée au fuselage soit en partie basse du fuselage, par exemple dans le cas d'un avion de type Airbus A320, soit en partie haute du fuselage, par exemple sur un avion de type ATR72, soit suivant une configuration moins fréquente sur les avions de transport dans une position intermédiaire en hauteur, par exemple dans le cas de l'avion Breguet 765. Dans tous ces exemples d'avion représentatifs des avions de transports les plus utilisés, l'aile est fixée au fuselage de manière à être maintenue dans une position fixe et à transmettre à la structure du fuselage l'ensemble des efforts aérodynamiques, des efforts de propulsion et des efforts d'inertie qui sont rencontrés pendant le vol. De nombreuses solutions techniques ont été imaginées et sont utilisées pour réaliser la jonction structurale entre un fuselage et une aile. Suivant une solution technique particulière appliquée sur certains avions dont l'aile est au-dessus du fuselage, l'aile est fixée au fuselage au moyen de chapes et de bielles fixes qui assurent la transmission des efforts. Les solutions de fixation statique d'une l'aile à un fuselage sont avantageuses du point de vue de la conception structurale, en particulier vis à vis du rapport de la masse de la fixation aux efforts transmis, mais elles imposent en contrepartie au concepteur de l'avion de déterminer des valeurs moyennes des positions de l'aile, en particulier un calage angulaire par rapport à une référence fuselage et une position longitudinale sur le fuselage, qui constituent des compromis et ne sont optimales que pour une ou quelques conditions de vol. Ainsi le concepteur de l'avion détermine la position longitudinale de l'aile sur le fuselage pour satisfaire à des contraintes de positions du centre de gravité et qui impose ultérieurement de gérer le centre de gravité en fonction de ce choix sans autre action possible. Le concepteur détermine également le calage de l'aile, c'est à dire un angle d'incidence d'un profil de référence de l'aile par rapport à l'axe du fuselage, en général pour assurer une position sensiblement horizontale de l'axe du fuselage pour une masse moyenne de croisière afin de minimiser la traînée aérodynamique du fuselage et de bénéficier d'un plancher de cabine sensiblement horizontal pour le confort des passagers. Cependant en dehors des conditions de vol (masse, vitesse et altitude) qui ont conduit à déterminer le calage de l'aile, en général le fuselage n'est ni à incidence aérodynamique nulle ni horizontal. Certains avions disposent d'une aile mobile en vol par rapport au fuselage. Toutefois les mouvements de l'aile de tels avions sont limités à une capacité de l'aile à pivoter autour d'un axe fixe par rapport au fuselage et n'ont été utilisés essentiellement que sur des avions expérimentaux. Par exemple l'aile pivote pour faire varier le calage de l'aile autour d'une valeur proche de la valeur moyenne afin de régler le calage ou le plus souvent pour réaliser un pilotage par action directe sur l'incidence de l'aile. Le nombre de solutions imaginées sur ce principe est relativement important, par exemple la formule � pou du ciel � développée par Henry MIGNET dont une description est présentée dans le brevet GB455462. Bien qu'apportant une réponse partielle au problème du calage optimal de l'aile en fonction des conditions de vol, les solutions proposées d'une rotation de l'aile autour d'un axe sous l'effet d'un actionneur n'ont pas apporté suffisamment d'avantages pour avoir été mises en oeuvre sur des avions de transport. Par exemple l'aile pivote pour faire varier l'angle de calage jusqu'à une valeur de 90° afin d'orienter la poussée des moteurs (des hélices) vers le haut et de permettre un décollage vertical puis reprend un angle de calage faible proche de 0° pour un vol de croisière conventionnel comme sur le projet Veserflug P1003 ou sur l'avion expérimental Canadair CL84. Cette solution d'aile mobile, dont un exemple est décrit dans la demande de brevet GB 907 590, répond à un objectif très spécifique et n'apparaît pas utilisable pour améliorer la situation des avions de transport. Par exemple l'aile pivote autour d'un axe vertical dans le référentiel de l'avion au niveau du fuselage afin de faire varier la flèche de l'aile de manière antisymétrique pour adapter l'aile au nombre de Mach de vol suivant une configuration dite d'aile oblique. Ce type d'aile mobile comme sur le projet Messerschmitt P202 et testé en vol sur l'avion expérimental NASA AD1 n'apporte de solution qu'au problème de l'adaptation de la forme en plan de l'aile à la vitesse du vol et a fait l'objet de travaux de recherche comme solution alternative aux avions à flèche variable, solution lourde, coûteuse et source de nombreuses difficultés techniques qui n'a trouvé d'application que sur des avions d'armes militaires. La présente invention a pour objectif d'améliorer sensiblement la situation des avions de transport vis à vis des problèmes de centrage et de calage de l'aile et présente en outre des capacités d'amélioration du contrôle du vol, d'atténuation des rafales ainsi que de modification au sol de la configuration de l'avion. Pour atteindre ces objectifs, l'avion, auquel est associé un repère avion déterminé par une direction longitudinale X orientée positivement vers l'avant de l'avion, une direction verticale Z perpendiculaire à la direction X et orientée positivement vers le bas de l'avion et une direction latérale Y perpendiculaire au plan déterminé par les directions X et Z et orientée positivement vers la droite de l'avion, comporte de manière connue un fuselage, une aile fixée au fuselage dans une partie supérieure et dans une partie médiane du fuselage suivant l'axe longitudinal X, un ensemble d'empennages, empennage vertical et empennage horizontal, situés en arrière de l'aile et des moteurs de propulsion fixés à l'aile. Dans la configuration spécifique de l'invention : l'aile, l'ensemble d'empennages et les moteurs de propulsion sont parties d'un ensemble structural dit ensemble aéro-propulsif qui est indépendant du fuselage en dehors d'une interface de liaison ; l'ensemble aéro-propulsif est fixé au fuselage par un système de liaison permettant de manière contrôlée de modifier en vol la position de l'ensemble aéro-propulsif relativement au fuselage dans les trois directions X, Y et Z du repère avion et en rotation autour des trois directions X, Y et Z. Dans des limites de déplacement linéaire et angulaire l'ensemble aéropropulsif est donc mobile suivant six degrés de liberté au-dessus du fuselage. Pour assurer ces degrés de liberté, le système de liaison comporte un ensemble n de bras porteurs, n égal ou supérieur à six, chaque bras porteur étant articulé par une liaison rotulée à une extrémité inférieure au niveau d'une partie supérieure du fuselage, étant articulé, également par une liaison rotulée, à une extrémité supérieure au niveau d'une partie inférieure de l'aile et la longueur de chaque bras porteur étant modifiable en vol. Pour des raisons de résistance et de sécurité de conception de préférence, le système de liaison comporte huit bras porteurs suivant un agencement dit octopode et les extrémités supérieures des bras porteurs sont articulées à proximité de nervures structurales de l'aile, lesquelles nervures sont avantageusement solidaires de longerons avant et arrière de l'aile. Pour réaliser efficacement la modification de la longueur des bras porteurs avec la force et la dynamique nécessaires, chaque bras porteur comporte un actionneur dont la longueur modifiable, par exemple un actionneur hydraulique de type servocommande ou un actionneur électro-hydraulique. La traînée aérodynamique de chaque bras porteur, dans l'écoulement aérodynamique en vol, est limitée au moyen d'un carénage aérodynamique enveloppant l'actionneur et l'espace disponible dans chaque carénage est avantageusement exploité pour agencer des cheminements de conduites ou de câbles de systèmes qui doivent circuler entre l'ensemble aéro-propulsif et le fuselage. Pour assurer une séparation rapide et un assemblage sûr de l'ensemble aéro-propulsif du fuselage, avantageusement les extrémités inférieures des bras porteurs sont articulées sur une platine support comportant une partie de cadre avant, une partie de cadre arrière et des longerons solidaires des parties de cadre avant et arrière et la platine support est fixée dans un logement du fuselage, de préférence entre un cadre fort avant et un cadre fort arrière et au-dessus d'un plafond de cabine du fuselage. Avantageusement la platine support et le fuselage sont solidarisés par des fixations démontables de sorte que le fuselage fixé sous un ensemble aéropropulsif peut être rapidement remplacé, par exemple pour changer un fuselage endommagé ou pour remplacer le fuselage adapté à une mission par un autre adapté à une mission différente. Afin d'améliorer les performances de l'avion, un ou des dispositifs de contrôle des mouvements relatifs de l'ensemble aéro-propulsif par rapport au fuselage gère en vol les déplacements de l'ensemble aéro-propulsif par rapport au fuselage : en fonction d'une position d'un centre de gravité de l'avion pour 20 améliorer les capacités de chargement de l'avion ; en fonction d'une phase de vol pour optimiser la position du fuselage par rapport à l'aile ; pour modifier ou pour maintenir une trajectoire de l'avion et assurer des fonctions similaires aux fonctions réalisées par des 25 commandes de vol conventionnelles ; pour atténuer des effets de turbulences. Avantageusement les empennages sont solidaires de l'aile par l'intermédiaire de deux poutres longitudinales ce qui permet d'éviter des interférences avec le fuselage et laisse une plus grande liberté de conception 30 dans les formes du fuselage et des systèmes de chargement. De préférence les poutres longitudinales sont de longueurs suffisantes, et le cas échéant à une hauteur suffisante au-dessus du fuselage, pour permettre l'ouverture, sans interférence avec les poutres longitudinales ou les empennages, d'une porte cargo situé à l'arrière du fuselage et s'ouvrant par un pivotement latéral ou vers le haut de tout ou partie de l'extrémité arrière du fuselage. L'avion à fuselage suspendu sous l'aile suivant l'invention est décrit en référence aux figures qui représentent schématiquement : figures la et lb : des vues en perspectives d'un avion suivant l'invention ; figures 2a, 2b et 2c : des vues respectivement de côté, de dessus et de face de l'avion des figures la et lb ; figure 3 : une vue en perspective des principaux sous-ensembles séparés de l'avion des figures 1 et 2 ; figures 4 a et 4b : des vues en perspective écorchée de la zone de liaison de l'aile et du fuselage suivant l'invention en position assemblée, figure 4a, et en position séparée, figure 4b ; figure 5a : une vue de principe d'actionneurs du système de liaison ; figure 5b : une section d'un actionneur ; figures 6a à 6d : une illustration d'un exemple de séquence de remplacement d'un fuselage ; figures 7a et 7b : des vues en perspective d'avions suivant l'invention illustrant deux solutions d'ouvertures de portes cargo ; figures 8a et 8b : des vues en perspective d'avions suivant l'invention utilisant des moteurs à hélices conventionnelles, figure 8a, et à hélice rapide, figure 8b. Un avion suivant l'invention tel que présenté sur les figures la, lb et 2a, 2b et 2c comporte un premier ensemble 1, dit fuselage, au-dessus duquel est fixé un deuxième ensemble 2, dit ensemble aéro-propulsif, au moyen d'un troisième ensemble 3, dit système de liaison, qui maintien ledit fuselage suspendu en vol sous et à une certaine distance dudit ensemble aéro-propulsif. Dans la description il sera fait usage d'un repère avion conventionnel dans lequel un axe X est orienté vers l'avant de l'avion sensiblement parallèle à un axe longitudinal du fuselage, un axe Z vertical orienté positivement vers le bas de l'avion et un axe Y orthogonal aux axes X et Y et positif vers la droite de l'avion. Le fuselage 1 présente des caractéristiques connues, en particulier sur un avion à configuration aile haute : - une pointe avant 11 à l'extrémité avant ; - un cône arrière 12 à l'extrémité arrière ; - un train d'atterrissage principal 13a et auxiliaire 13b. L'ensemble aéro-propulsif 2 comporte les différentes surfaces aérodynamiques conventionnelles d'un avion : une aile 21 ; un empennage vertical 22a, 22b ; un empennage horizontal 23. Les empennages 22a, 22b et 23 étant partie de l'ensemble aéro-propulsif 2, les dits empennages sont maintenus solidaires de l'aile, en distance et en position, au moyen d'au moins deux poutres structurales 24a, 24b, fixées à l'aile 21 à leurs parties avant. Pour une meilleure rigidité et tenue structurale des poutres 24a, 24b, de préférence les dites poutres sont liées entre elles par les empennages. Sur les exemples illustrés chaque poutre 24a, 24b est pourvue d'une dérive 22a, respectivement 22b, de l'empennage vertical et les dites dérives sont liées dans leurs parties supérieures par l'empennage horizontal 23 pour former une configuration dite en Il (Pi). Cette configuration en n présente des avantages qui seront abordés ultérieurement, mais cependant d'autres configurations sont possibles, par exemple une configuration en H (non représentée) dans laquelle les poutres 24a, 24b sont liées par l'empennage horizontal 23. L'ensemble aéro-propulsif 2 comporte également des moteurs de propulsion 25a, 25b, par exemple deux réacteurs comme illustrés sur les figures la, lb et 2a, 2b, 2c, fixés à l'aile 21 de manière conventionnelle. Avantageusement, afin de bénéficier des renforts structuraux de l'aile 30 dans la zone de fixation des moteurs 25a, 25b, les poutres 24a, 24b sont fixées à l'aile 21 dans la zone d'accrochage des dits moteurs. Le système de liaison 3, dont les principaux éléments constitutifs sont 7 représentés sur les figures 4a et 4b, comporte essentiellement un ensemble de bras porteurs, au nombre de n avec n au moins égal à 6, dans lequel chaque bras porteur 310i (d'indice i, avec 1 i n) est de longueur variable entre une articulation basse 311i solidaire d'une platine support 32 et une articulation haute 312i solidaire de l'aile 21. Dans une forme préférée de réalisation chaque bras porteur incorpore un actionneur linéaire tel qu'une servocommande qui agit sur la longueur du bras porteur. L'agencement des n bras porteurs 310i est tel que l'ensemble des dits bras porteurs constitue, avec les structures auxquelles ils sont fixés, un ensemble ayant la géométrie d'un treillis à mailles triangulaires au moins isostatique lorsque les bras porteurs ont chacun une longueur déterminée. L'agencement des n actionneurs est tel qu'en agissant sur les longueurs des différents bras porteurs, l'aile 21, solidaire des articulations hautes 312i des bras porteurs, est mobile, dans les limites permises par les variations de longueur possibles des bras porteurs, par rapport à la platine support 32 suivant 6 degrés de liberté, c'est à dire en translation dans les trois directions principales X, Y et Z du repère avion et en rotation autour des trois mêmes directions principales. La réalisation de tels mouvements par un dispositif à n=6 bras porteurs de longueurs modifiables est connue en particulier dans le domaine des plates-formes mobiles pour simulateurs de vol des avions ainsi que dans le domaine de l'usinage pour le déplacement d'une tête d'usinage. Les dispositifs à 6 actionneurs sont généralement dénommés � hexapode �, une illustration de leurs principes et de leurs fonctionnements étant par exemple présentée dans le brevet US 3 288 421. Dans la présente application au système de liaison 3, avantageusement le nombre de bras porteurs est augmenté. Par exemple au moins n=8 bras porteurs sont mis en oeuvre comme l'illustrent la figure 3 et les figures 4a et 4b. Cette disposition � octopode � permet d'assurer une redondance des liaisons qui dans la présente application exigent un haut niveau de sécurité. Les principes de fonctionnement d'un dispositif octopode sont similaires sur le plan théorique à ceux d'un dispositif. Différents modes de fonctionnement peuvent être mis en oeuvre pour prendre en compte cette situation. En pratique le nombre n de bras porteurs 310i peut être quelconque égal ou supérieur à 6, dans la mesure où les longueurs de chacun des dits bras porteurs sont adaptées, par un système de gestion des bras porteurs, à tout instant pour respecter les distances entre les articulations hautes et basses déterminées par la position relative de l'aile 21 et de la platine support 32. Les bras porteurs incorporent par exemple des vérins hydrauliques comportant deux chambres, une pour chaque sens de déplacement d'un piston du vérin, similaires aux vérins mis en oeuvre dans les servocommandes de gouvernes d'avion, à alimentations hydrauliques extérieures ou intégrées (type ENA), ou d'une autre technologie par exemple un actionneur à puissance électrique. Les articulations 311i, 312i aux extrémités des bras porteurs 310i sont réalisées pour assurer la transmission des efforts de chaque bras porteur dans toutes les directions pouvant être atteintes par le bras porteur considéré compte tenu de l'ensemble des mouvements relatifs souhaités de l'aile 21 par rapport à la platine support 32. De telles articulations sont avantageusement réalisées au moyen de rotules sphériques aptes à fonctionner avec un jeu faible que les efforts dans le bras porteur soient des efforts de tractions ou des efforts de compression. En référence aux figures 4a et 4b, les articulations hautes 312i fixées à l'aile 21 et basses 311i fixées à la platine support 32 sont associées à des éléments de structure à la fois résistant, compte tenu des efforts à transmettre, et d'une conception sécurisée, par exemple suivant une conception de structure dite � fait safe � dans laquelle différents cheminements d'efforts sont possibles en cas de défaillance d'un élément structural. Ainsi au niveau de l'aile 21 des nervures 211a, 211b, 211c, de préférence des paires de nervures, solidaires de longerons de voilure 212, 213, sont agencées au niveau de points de reprise des articulations supérieures 312i. De manière similaire, la platine support 32 comporte des longerons 321a, 321b, orientés sensiblement suivant la direction longitudinale X, de préférence des paires de longerons, solidaires de parties de cadres avant 322 et arrière 323 sensiblement dans un plan YZ du repère avion. La platine supporte 32 comporte avantageusement un fond 324 solidaire des parties de cadres 322, 323 et des longerons 321a, 321b et qui participe à la 5 résistance structurale de la platine support. Dans une forme de réalisation la platine support 32 est un ensemble structural intégré au fuselage 1. Dans ce cas les éléments essentiels constitutifs de la platine support 32 se confondent avec des éléments de structure du fuselage, notamment un cadre 10 fort avant 14 et un cadre fort arrière 15 pour les parties de cadres de la platine et un plafond de cabine renforcé 16 pour le fond 324. Dans une forme préférée de réalisation, lorsqu'une facilité de démontage du système de liaison 3 par rapport au fuselage 1 est souhaitée, la structure de la platine support 32, comportant en particulier les parties de cadres 322, 323, 15 les longerons 321a, 321b et le fond 324, est indépendante du fuselage 1 et ledit fuselage comporte une structure comportant les cadres forts avant 14 et arrière 15 et le plafond 16, les dits cadres fort et ledit plafond déterminant dans la partie haute du fuselage un logement 17 dans lequel vient s'insérer et se fixer la platine support 32. 20 Des carénages de fuselage 171 sont agencés sur le fuselage 1 dans la zone du logement 17 de sorte que la continuité aérodynamique du fuselage 1 est assurée lorsque le système de liaison 3 est solidaire dudit fuselage. Les carénages de fuselage 171 comportent des ouvertures adaptées à la traversée nécessaire de chaque bras porteur 310i et à ses mouvements possibles 25 en fonctionnement. Des joints glissants ou déformables, non représentés mais de technologies connues, sont de préférence mis en oeuvre au niveau des ouvertures pour éviter les perturbations de l'écoulement aérodynamique dans ces zones de jonction. Comme il est visible sur les différentes figures, les bras porteurs 310i, sur 30 leurs plus grandes longueurs, sont apparents et donc soumis à l'écoulement aérodynamique dans un espace libre entre le dessus du fuselage 1 et le dessous de l'aile 21 sous laquelle ledit fuselage est suspendu. Dans un mode préféré de réalisation la partie aérienne de chaque bras porteur 310i comporte, comme illustré sur les figures 5a et 5b, un carénage aérodynamique 314 qui enveloppe l'actionneur 313 du bras porteur, carénage 314 dont la longueur est en mesure d'être adaptée à la longueur du bras porteur, par exemple au moyen d'éléments coulissants 314a, 314b par emboîtement. Comme illustré sur la figure 5b, les carénages des différents actionneurs sont avantageusement mis à profit pour assurer le passage de liaisons 315 de différents systèmes (air, hydraulique, électricité, signaux de contrôle et de commande) entre l'ensemble aéro-propulsif 2 et le fuselage 1, le nombre de bras porteurs, et donc de cheminements possibles, étant suffisant pour assurer la séparation et la redondance souhaitées dans la plupart des cas pour les différents circuits qui sont de préférence répartis entre les différents bras porteurs. On comprendra encore mieux l'intérêt de l'invention à la description fonctionnelle des différentes mises en oeuvre possibles du système de liaison dans le cadre de l'exploitation opérationnelle de l'avion. L'homme du métier sera alors à même de définir des lois de contrôle du dispositif de liaison 3, en particulier en terme de logiques d'activation et de dynamiques de fonctionnement qui sont de même nature que des lois de commandes de vol d'un avion moderne. Il est décrit, de manière non exhaustive, dans la suite de l'exposé de l'invention des exemples de fonctions élémentaires considérées isolément mais qui peuvent bien entendu être combinées tant que la combinaison considérée ne conduit pas à un conflit ne pouvant pas être géré entre les fonctions réalisées. Il doit être compris que des moyens de commande et de contrôle, non décrits, sont associés à chacune des fonctions pour agir sur le système de liaison (3), par exemple des calculateurs qui reçoivent en outre de capteurs ou d'autres équipements des informations sur les conditions du vol et l'état des systèmes de l'avion. 1- Fonction � calage de l'aile � (rotation autour de Y) : Le système de liaison 3 permet de faire pivoter autour d'un axe parallèle à l'axe Y l'ensemble aéro-propulsif 2 par rapport au fuselage 1 et permet donc de modifier en vol le calage de l'aile 21 par rapport au fuselage. Par ce moyen il est ainsi possible : de modifier l'incidence aérodynamique du fuselage 1 séparément de l'incidence de l'aile 21 de sorte que ladite incidence aérodynamique du fuselage minimise la traînée aérodynamique en particulier en croisière en fonction des conditions particulières de vol ; de gérer l'assiette du fuselage 1, c'est à dire sa position dans un repère terrestre local, afin d'optimiser le confort pour de passager de l'avion, par exemple en maintenant le fuselage dans une position sensiblement horizontale lorsque l'incidence aérodynamique de l'aile varie ; de gérer l'assiette du fuselage 1 pour optimiser des opérations de largage arrière par gravité sans modification de l'incidence aérodynamique de l'aile ; de limiter la rotation du fuselage lors de décollages ou de manoeuvre de ressources verticales en vol. 2- Fonction � déplacement du centre de poussée aérodynamique � (translation suivant X) : Le système de liaison 3 par le déplacement possible suivant la direction X 20 de l'ensemble aéro-propulsif 2 par rapport au fuselage 1 permet de modifier la position relative du centre de gravité de l'avion et d'un centre de poussée aérodynamique de portance essentiellement déterminé par les surfaces aérodynamiques, l'aile 21 et l'empennage horizontal 23. Par cette fonction, il est possible : d'élargir une plage de chargement possible du fuselage 1, et en particulier une limite avant et une limite arrière d'un centre de gravité du fuselage résultant d'une charge marchande dans le fuselage en modifiant la position du fuselage de sorte que le centre de gravité résultant de l'avion reste compris entre des limites avant et arrières acceptables, y compris compte tenu de variations en vol d'une répartition de carburant dont la masse et la répartition sont modifiées en raison de la consommation des moteurs ; 10 15 25 30 de gérer le centrage en vol afin de privilégier suivant les phases de vol par exemple les conditions de stabilité ou les conditions de traînée aérodynamique ; de contrôler l'assiette longitudinale de l'avion soit en conjonction avec des gouvernes aérodynamiques de profondeur 231 de l'empennage horizontal 23 soit par le seul moyen du déplacement suivant X de l'ensemble aéro-propulsif 2 dans des phases de vol où un tel moyen s'avérerait adapté ou dans des cas de pannes des gouvernes aérodynamiques 231. 3- Fonction � contrôle du dérapage � (rotation autour de Z) : Le système de liaison 3 permet d'effectuer une rotation de l'ensemble aéro-propulsif 2 autour d'un axe parallèle à l'axe vertical Z du repère avion. Ce mouvement relatif permet de modifier en vol un dérapage aérodynamique du fuselage 1 par rapport à celui de l'aile 21 ce qui permet : de maintenir l'aile 21 dans une configuration aérodynamique optimale, c'est à dire avec un écoulement symétrique sans dérapage, en vol horizontal rectiligne avec un fuselage 1 décalé en direction. Ainsi lors d'une approche comportant une composante de vent latéral le fuselage 1 et le train d'atterrissage 13a, 13b solidaire du fuselage peuvent être orientés suivant une direction du vecteur vitesse par rapport au sol alors que l'ensemble aéro-propulsif 2 est maintenu dans des conditions aérodynamiques de vol symétrique vis à vis du système aéro-propulsif. Ce mode de mise en oeuvre de l'invention permet de réaliser des approches et atterrissage vent de travers sans opération de décrabé ; de réaliser le contrôle du dérapage par la rotation de l'empennage vertical 22a, 22b, solidaire de l'ensemble aéro-propulsif 2, et d'obtenir des effets similaires à ceux de gouvernes aérodynamiques 221 d'empennage vertical, en complément ou en remplacement de telles gouvernes. 4- Fonction � contrôle latéral pendulaire � (translation suivant Y) : Le système de liaison 3 permet de réaliser une translation de l'ensemble aéro-propulsif 2 suivant une direction parallèle à la direction latérale parallèle à l'axe Y du repère avion. Ce mouvement permet de décaler latéralement d'une valeur ÈY dans le repère avion le centre de gravité du fuselage 1, a priori proche d'un plan de symétrie vertical du fuselage, par rapport au centre de poussée aérodynamique de l'ensemble aéro-propulsif, a priori proche d'un plan de symétrie vertical dudit ensemble aéro-propulsif. Le décalage de valeur ÈY crée un couple de roulis qui tend à faire tourner l'avion autour d'un axe parallèle à l'axe longitudinal X. Ainsi par un pilotage de type pendulaire il est possible d'assurer le contrôle en roulis de l'avion en vol, pilotage pendulaire qui peut être utilisé en coordination avec des gouvernes aérodynamiques de type ailerons 211 par exemple agencées sur l'aile ou seul soit comme moyen de contrôle principal du roulis, soit comme moyen de secours en cas de défaillance de commandes aérodynamiques conventionnelles. 5- Fonction � contrôle latéral aérodynamique � (rotation autour de X) : Le système de liaison 3 permet de réaliser une rotation de l'ensemble aéro-propulsif 2 autour d'un axe parallèle à l'axe longitudinal X du repère avion. Cette possibilité d'orientation de l'ensemble aéro-propulsif 2, et en particulier de l'aile 21, permet de réaliser un contrôle en roulis de l'avion, et donc des mises en virage. Une telle capacité de l'avion suivant l'invention permet de limiter l'utilisation des ailerons211 sur l'aile 21, voire de ne pas installer de tels ailerons. Dans un mode particulier de mise en oeuvre de cette fonction, l'avion réalise un virage stabilisé sans inclinaison du fuselage 1 dans un repère sol local. Si une telle configuration n'est pas optimale vis à vis du confort d'occupants du fuselage, elle permet cependant de maintenir une attitude du fuselage 1 dans une référence sol avantageuse lorsque l'avion est mis en oeuvre dans des applications par exemple de plate-forme d'observation. 6- Fonction � stabilité latérale � (translation suivant Z) : Le système de liaison 3 autorise une translation de l'ensemble aéropropulsif 2 suivant une direction parallèle à la direction verticale parallèle à l'axe Z du repère avion. Une telle fonction exploitée en vol permet de modifier la distance entre l'aile 21 et le dessus du fuselage 1, et d'éloigner ou de rapprocher verticalement un point d'application des forces aérodynamiques de portance sur l'ensemble aéro-propulsif 2 et le centre de gravité du fuselage 1 modifiant l'intensité d'un couple de rappel latéral lorsque ledit point d'application des forces aérodynamiques et ledit centre de gravité sont décalés latéralement suivant Y. Dans une fonction sol de maintenance qui sera présentée ultérieurement, les actionneurs 313 étant alors alimentés par une source d'énergie auxiliaire, les actionneurs permettent de soulever la platine support 32 préalablement désolidarisée du fuselage 1. 7- Fonction � atténuation de turbulences � (tous les axes) : Par un choix adapté de la dynamique des actionneurs 313 mis en oeuvre par l'avion de l'invention, avantageusement des fonctions plus ou moins performantes d'atténuation des turbulences rencontrées en vol sont réalisées. Les bénéfices de l'atténuation des turbulences en vol tant sur le confort des passagers que sur le vieillissement des structures d'un avion sont bien connus. L'action sur les mouvements relatifs du fuselage 1 et de l'ensemble aéro- propulsif 2, source essentielle des forces aérodynamiques induites par les turbulences, permet d'atténuer les effets des dites turbulences au moins dans certaines limites d'amplitudes et de fréquences. Ainsi les mouvements : en translation suivant Z permettent notamment d'atténuer les 25 turbulences induites par des rafales verticales ; en rotation autour de X permettent notamment d'atténuer les turbulences induites par des rafales verticales dissymétriques suivant l'envergure de l'aile 21 ; en rotation autour de Y permettent notamment d'atténuer les 30 turbulences induites par des rafales horizontales parallèles à la direction de vol. L'avion suivant l'invention comporte également d'autres avantages industriels et en exploitation en raison de la possibilité de découpler de manière relativement aisée et rapide le fuselage 1 de l'ensemble aéro-propulsif 2 associé au système de liaison 3. Sur le plan industriel d'abord, l'ensemble aéro-propulsif 2 et le système de liaison 3 peuvent être conçus et fabriqués (pour une famille d'avion donnée) de manière indépendante de l'aménagement du fuselage 1, voire d'un type de fuselage. En effet l'ensemble aéro-propulsif 2 répond à des exigences 10 essentiellement techniques de l'avion qui ne dépendent pas d'exigences particulières de l'exploitant de l'avion. A contrario, le fuselage par ses aménagements, le cas échéant sa longueur ou ses formes, présente d'importantes variations en fonction d'exigences propres de l'exploitant de l'avion et de la mission devant être réalisée 15 par l'avion. La production du fuselage 1 pour un avion suivant l'invention peut donc sans inconvénient être rendue indépendante de la production de l'ensemble aéropropulsif 2 et du système de liaison 3 en particulier en terme d'ordonnancement. En exploitation, l'avion suivant l'invention est avantageusement converti 20 par changement du fuselage. Une telle opération est relativement simple et peut-être réalisée rapidement par une équipe de maintenance. Une telle opération de changement du fuselage de l'avion est présentée sur les figures 6 a à 6d. 25 Il est fait pour décrire cette opération l'hypothèse que le système de liaison 3 comporte une platine support 32 séparable du fuselage 2 comme illustré sur la figure 4b, l'opération étant réalisable, mais a priori plus complexe, dans un cas contraire. Dans une première étape, figure 6a, après démontage des carénages de 30 fuselage 171 dans la partie supérieure du fuselage, des chandelles outillage 4, au moins trois et de préférence quatre comme illustré, sont placées de manière à soutenir l'ensemble aéro-propulsif 2. Les chandelles 4 prennent appui au niveau de l'ensemble aéro-propulsif 2 au niveau de points de levage conventionnels dudit ensemble aéro-propulsif. Dans une deuxième étape, les liaisons systèmes 315 entre le fuselage 1 et l'ensemble aéro-propulsif 2 sont déconnectées au niveau de la platine support 32 et ladite platine support est désolidarisée mécaniquement dudit fuselage par un démontage de fixations (non représentées) assurant la transmissions des efforts entre ladite platine support et les cadres forts de fuselage 14, 15 et ou le plafond 16. Dans une troisième étape, figure 6b, l'ensemble aéro-propulsif 2 et le 10 système de liaison 3 sont soulevés au moyen des chandelles 4 de sorte que la platine support 32 se trouve totalement au-dessus du fuselage 1. Dans un mode opératoire différent de la troisième étape, les chandelles sont mises en place avec l'ensemble aéro-propulsif 2 pré-positionné dans une position haute maximale obtenue par une extension des actionneurs 313 du 15 système de liaison 3. Lorsque la platine support 32 est désolidarisée du fuselage, les actionneurs 313 sont rétractés de sorte que la platine support 32 se trouve soulevée au-dessus du fuselage 1. Dans une quatrième étape, le fuselage 1 est déplacé, figure 6c, par un mouvement suivant la direction X, vers l'avant ou vers l'arrière, avantageusement 20 en déplaçant le fuselage 1 sur son train d'atterrissage 13a, 13b qui est solidaire du fuselage. Un tel mouvement est par exemple assuré par un système autonome ou réalisé au moyen d'un tracteur conventionnel sans exiger d'outillage spécifique. Dans des étapes réalisées suivant une séquence similaire à la séquence 25 de séparation du fuselage mais en ordre inversé, un autre fuselage 1, par exemple un fuselage type � cargo � à la place d'un fuselage type � passagers �, est solidarisé, figure 6d, avec le même ensemble aéro-propulsif 2 par l'intermédiaire du système de liaison 3 qui est resté solidaire dudit ensemble aéro-propulsif. 30 Il convient de noter que dans la séquence de mise en place du fuselage nouveau il n'est pas requis une grande précision de prépositionnement, comme il serait le cas avec un assemblage rigide. Un décalage de la position réelle par rapport à la position théorique est aisément corrigé en déplaçant la platine support 32 qui est mobile en direction et en orientation soit en exerçant des efforts, par exemple à la main, directement sur la platine support si les actionneurs 313 sont dans une position relâchée ou au moyen d'un boîtier de télécommande si les actionneurs sont alimentés en énergie. Dans l'exemple des figures 6a à 6d, un fuselage de transport de passagers et remplacé par un fuselage de transport de marchandises. Un tel fuselage adapté au transport de marchandises comporte au moins une porte de grandes dimensions, par exemple une porte latérale 14 conventionnelle correspondant aux dimensions des palettes de chargement ou des conteneurs normalisés. De manière particulièrement avantageuse, la mise en oeuvre d'un empennage horizontal 23 surélevé, et maintenu par deux poutres latérales 24a, 24b sur lesquelles est également fixé l'empennage vertical 22a, 22b, conduit à un cône arrière 12 de fuselage épuré, dépourvu de tout système essentiel et dégagé de toute structure, ce qui permet de réaliser une ouverture arrière dégageant une ouverture de section proche d'une section de soute du fuselage 1 et dans l'axe dudit fuselage, par exemple par rotation vers le côté du cône arrière 12, comme illustré sur la figure 7a, ou vers le haut et associé à une rampe de chargement 121, comme illustré sur la figure 7b. Un avion suivant l'invention à fuselage 1 suspendu sous un ensemble aéro-propulsif 2 au moyen d'un système de liaison 3 qui assure différents degrés de liberté en translation et en rotation présente donc de nombreux avantages offre des capacités opérationnelles élargies et ses systèmes de commande de vol conventionnels peuvent être simplifiés, voire pour certains et pour certains mouvements supprimés, par rapport à un avion conventionnel en raison des redondances apportées par les moyens de l'invention sur le contrôle des mouvements de l'avion. L'invention n'est pas limitée à l'exemple décrit de manière détaillée. Il s'applique notamment à des modes de propulsion différents, par exemple une propulsion par des moteurs entraînant des hélices conventionnelles comme illustré sur la figure 8a ou encore des moteurs entraînant des hélices rapides dites Propfans comme illustré sur la figure 8b, le nombre de moteur pouvant également être différent de deux. L'invention n'est bien évidemment pas limitée à la forme illustrée du fuselage, ni à la forme illustrée de l'aile dont la flèche, l'allongement, l'effilement ou le dièdre peuvent être différents en fonction du domaine de vol voulu de l'avion, ni à la forme des empennages. REVENDICATIONS1 Avion, auquel est associé un repère avion déterminé par une direction longitudinale X orientée positivement vers l'avant de l'avion, une direction verticale Z perpendiculaire à la direction X et orientée positivement vers le bas de l'avion et une direction latérale Y perpendiculaire au plan déterminé par les directions X et Z et orientée positivement vers la droite de l'avion, comportant un fuselage (1), une aile (21) fixée au fuselage (1) dans une partie supérieure et dans une partie médiane dudit fuselage suivant l'axe longitudinal X, un ensemble d'empennages (22a, 22b, 23) situés en arrière de l'aile (21) et des moteurs de propulsion (25a, 25b) fixés à l'aile (21), caractérisé en ce que : l'aile (21), l'ensemble d'empennages (22a, 22b, 23) et les moteurs de propulsion (25a, 25b) sont parties d'un ensemble structural (2) dit ensemble aéro-propulsif indépendant du fuselage ; l'ensemble aéro-propulsif (2) est fixé au fuselage (1) par un système de liaison (3) permettant de manière contrôlée de modifier en vol la position dudit ensemble aéro-propulsif relativement audit fuselage dans les trois directions X, Y et Z du repère avion et en rotation autour des trois directions X, Y et Z. 2 Avion suivant la revendication 1 dans lequel le système de liaison (3) comporte un ensemble n de bras porteurs (310i), n égal ou supérieur à six, chaque bras porteur (310i) étant articulé rotulé à une extrémité inférieure (311i) au niveau d'une partie supérieure du fuselage (1), étant articulé rotulé à une extrémité supérieure (312i) au niveau d'une partie inférieure de l'aile (21) et la longueur de chaque bras porteur étant modifiable en vol. 3 Avion suivant la revendication 2 dans lequel le système de liaison (3) comporte huit bras porteurs suivant un agencement dit octopode. 4 Avion suivant la revendication 3 dans lequel les extrémités supérieures (312i) des bras porteurs (310i) sont articulées à proximité de nervuresstructurales (211a, 211b, 211c) de l'aile (21) û Avion suivant la revendication 4 dans lequel chaque bras porteur (310i) comporte un actionneur (313) dont la longueur est modifiable. 6 Avion suivant la revendication 5 dans lequel chaque bras porteur (310i) 5 comporte un carénage aérodynamique (314) enveloppant l'actionneur (313) et, au moins pour certains des dits carénages, des cheminements de conduites ou de câbles de systèmes (315). 7 û Avion suivant la revendication 6 dans lequel les extrémités inférieures (311i) des bras porteurs (310i) sont articulés sur une platine support (32) comportant une partie de cadre avant (324), une partie de cadre arrière (323) et des longerons (321a, 321b) solidaires des dites parties de cadre avant et arrière. 8 û Avion suivant la revendication 7 dans lequel la platine support (32) est fixée dans un logement (17) du fuselage (1) entre un cadre fort avant (14) et un cadre fort arrière (15) et au-dessus d'un plafond (16) de cabine du fuselage. 9 û Avion suivant la revendication 8 dans lequel la platine support (32) est fixée au fuselage par des fixations démontables pour séparer l'ensemble structural (2) assemblé au système de liaison (3) incorporant la platine support (32) du fuselage (1). 10 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des déplacements de l'ensemble aéro-propulsif (2) par rapport au fuselage (1) sont commandés en fonction d'une position d'un centre de gravité de l'avion. 11 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des déplacements de l'ensemble aéro-propulsif (2) par rapport au fuselage (1) sont commandés pour modifier une position relative de l'aile (21) par rapport au fuselage (1) en fonction d'une phase de vol. 12 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des déplacements de l'ensemble aéro-propulsif (2) par rapport au fuselage (1) sont commandés pour modifier ou pour maintenir une trajectoire de l'avion. 13 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des déplacements de l'ensemble aéro-propulsif (2) par rapport au fuselage (1)sont commandés pour atténuer des effets de turbulences. 14 û Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les empennages (22a, 22b, 23) sont solidaires de l'aile (21) par l'intermédiaire de deux poutres longitudinales (24a, 24b). 15 û Avion suivant la revendication 14 dans lequel les longueurs suivant la direction X des poutres longitudinales (24a, 24b) et ou la hauteur au-dessus du fuselage (1) des dites poutres longitudinales sont suffisantes pour permettre l'ouverture d'une porte cargo arrière(12) du fuselage sans interférence mécanique entre ladite porte cargo et les dites poutres d'une part et l'ensemble d'empennages (22a, 22b, 23) d'autre part.