FR 2933953 A1 20100122 FR 0854828 A 20080716 Avion à empennage vertical à surface variable La présente invention appartient au domaine des avions tels que les avions civils de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant au moins un empennage vertical fixé au fuselage dans une zone arrière du fuselage dont la 5 configuration géométrique est modifiée pour diminuer la traînée en croisière. Les avions modernes de transport, en particulier des avions civils de transport de passagers, au moins pour les architectures aérodynamiques les plus largement mises en oeuvre, comportent, en arrière d'une voilure fixée au 10 fuselage, un ensemble d'empennages lequel comprend lui-même un empennage vertical le plus souvent fixé au fuselage et au-dessus de celui-ci, sensiblement dans un plan de symétrie vertical de l'avion. Le rôle de l'empennage vertical est double. D'une part en raison même des forces aérodynamiques qu'il génère sur 15 l'avion, l'empennage vertical assure une stabilité de route naturelle à l'avion. Cette stabilité de route est due au couple de rappel Cn autour d'un axe vertical Z d'un repère avion conventionnel lorsque l'avion est soumis à un dérapage aérodynamique 13, c'est à dire que le coefficient aérodynamique Cn1 = dCn/d1 est négatif et tend à annuler le dérapage. Le couple Cn a pour origine 20 une portance latérale, suivant Y, de l'empennage vertical lorsque le dérapage aérodynamique 13 n'est pas nul. D'autre part au moyen d'une gouverne de direction, c'est à dire d'une surface aérodynamique articulée du coté du bord de fuite de l'empennage vertical, l'empennage vertical est apte à générer sur l'avion un couple de lacet qui 25 est fonction du braquage de la gouverne de direction, au premier ordre proportionnel à l'angle de braquage de la gouverne. Cette gouverne est utilisée pour le pilotage de l'avion lorsque les conditions de vol ne sont pas symétriques sur le plan aérodynamique. De telles situations de vol non symétrique se rencontrent lorsque l'avion est soumis à un écoulement aérodynamique latéral par exemple en présence de rafales de vent comportant une composante horizontale et surtout lorsque l'avion est dans une configuration dissymétrique de la poussée des moteurs de propulsion, essentiellement dans les cas de la panne d'un moteur. Dans ces configurations non symétriques, une action plus ou moins durable sur la gouverne de direction est nécessaire pour assurer le contrôle de l'avion en vol ou au sol et l'efficacité du contrôle est fonction des dimensions, en particulier des surfaces aérodynamique de référence, de l'empennage vertical et de sa gouverne ainsi que de la géométrie de l'empennage suivant les effets connus de paramètres tels que l'allongement, la flèche ou autres. Dans la pratique, les efforts aérodynamiques générés par l'empennage vertical sont directement proportionnels à la pression dynamique Pd de l'écoulement aérodynamique, c'est à dire fonction du carré de la vitesse de l'avion par rapport à l'air : Pd = '/2 p V2, p étant la masse volumique de l'air au point de vol considéré et V la vitesse relative entre l'avion et l'écoulement. En pratique les dimensions de l'empennage vertical, tant de sa partie fixe que de sa gouverne, sont établies le plus souvent pour des conditions de vol les plus défavorables c'est à dire à basse vitesse lorsque la pression dynamique Pd est faible et lorsque la dissymétrie de vol est maximale, ce qui se produit en général lorsque la poussée des moteurs est maximale avec un moteur déporté par rapport au plan de symétrie de l'avion en panne, l'aptitude de l'avion à contrôler sa trajectoire définissant alors une vitesse minimale de contrôle VMC. Le cumul de ces deux conditions (pression dynamique faible et dissymétrie) se rencontrent effectivement dans le cas d'une panne moteur au cours d'une phase de vol à basses vitesses, au décollage ou lors d'une remise de gaz en approche, en vol ou au sol pendant une accélération, lorsque la vitesse ne permet plus d'assurer le contrôle latéral de l'avion par action sur les roues, et la prise en compte de cette condition critique impose un empennage vertical de grandes dimensions alors même que lorsque la vitesse est plus élevée que pendant les phases de décollage ou d'approche un empennage vertical de dimensions relativement réduites serait suffisant pour assurer une stabilité de route correcte. Les empennages verticaux des avions actuels ont donc des dimensions déterminées pour des conditions critiques qui ne concernent qu'une période limitée du vol d'un avion et ont des dimensions supérieures aux besoins pour la plus grande période du vol qui s'en trouve pénalisé en particulier en raison d'une surface mouillée inutile dans l'écoulement aérodynamique, génératrice de traînée aérodynamique. La présente invention propose un empennage vertical qui respecte les exigences du contrôle de l'avion à basse vitesse et dont la position est modifiable en fonction des conditions de vol, pour éviter de pénaliser la traînée aérodynamique par un empennage vertical inutilement efficace, au cours des phases de vol à grandes vitesses, en particulier en croisière. Pour cela un avion comporte un fuselage, de forme allongée suivant une direction longitudinale X d'un repère avion, sur lequel est fixé un empennage vertical dans une partie arrière du fuselage par rapport au sens de déplacement de l'avion en vol et au-dessus dudit fuselage sensiblement dans un plan de symétrie vertical de l'avion. L'empennage vertical comporte au moins une partie mobile avec au moins deux positions stables, dites position sortie et position rentrée, telles qu'une surface dudit empennage vertical soumise à un écoulement aérodynamique lorsque l'avion est en vol est modifiée en position et ou en surface entre la position rentrée et la position sortie de sorte que la traînée aérodynamique dudit empennage vertical est réduite, à conditions de vol données, dans la position rentrée par rapport à la position sortie. Afin de limiter la traînée aérodynamique générée par l'empennage dans certaines phase du vol de l'avion une partie essentielle de la surface de l'empennage vertical soumise à l'écoulement aérodynamique en vol est placée dans la position rentrée dans une zone de l'écoulement où la pression dynamique local Pd est inférieure à une pression dynamique infini amont PdO, c'est à dire un écoulement aérodynamique de sillage dans lequel la pression dynamique local Pd est modifiée en vol essentiellement par la présence du fuselage. Dans un mode de réalisation une surface aérodynamique de référence Sv dudit empennage vertical qui correspond effectivement à la partie de l'empennage vertical soumise à l'écoulement aérodynamique : prend une première valeur Svs dans la position sortie et ; prend une seconde valeur Svr dans la position rentrée, sensiblement inférieure à la première valeur Svs ; Svs étant une surface nécessaire pour les conditions critique de vol à basses vitesses et Svr étant une surface suffisante pour le vol à grande vitesse. Dans un mode de réalisation la surface aérodynamique de référence Sv est modifiée depuis la position sortie vers la position rentrée par un recouvrement entre une partie supérieure et une partie inférieure de l'empennage vertical mobiles l'une par rapport à l'autre, le recouvrement ayant pour effet de diminuer la surface de référence de l'empennage vertical. Dans un autre mode de réalisation, la surface aérodynamique de référence Sv est modifiée de la position sortie vers la position rentrée par un recouvrement d'une partie de l'empennage vertical par le fuselage, le recouvrement ayant pour effet de diminuer la surface de référence de l'empennage vertical. Une manière de réaliser le recouvrement d'une partie de l'empennage vertical par le fuselage consiste à déplacer l'empennage vers une position décalée vers le bas de telle sorte qu'une partie dudit empennage vertical se trouve à l'intérieur du fuselage. Une autre manière de réaliser le recouvrement d'une partie de l'empennage vertical par le fuselage consiste à déplacer l'empennage vertical dans une position basculée vers l'arrière autour d'un axe de basculement, sensiblement perpendiculaire au plan de symétrie avion et situé à proximité du fuselage et d'un bord d'attaque de l'empennage vertical, afin qu'une partie de l'empennage vertical se trouve à l'intérieur du fuselage. Une autre manière de réaliser l'invention sans qu'un recouvrement d'une partie de l'empennage vertical ne soit nécessaire, consiste à déplacer une partie essentielle de l'empennage vertical afin que celle-ci soit, dans la position rentrée, soumise à la pression dynamique locale Pd réduite. Un tel résultat est avantageusement obtenu par une position basculée vers l'arrière de l'empennage vertical autour d'un axe de basculement sensiblement perpendiculaire au plan de symétrie avion et situé à proximité du fuselage et d'un bord d'attaque de l'empennage vertical de telle sorte qu'une partie dudit empennage vertical se trouve en arrière du fuselage et dans une zone de sillage aérodynamique dudit fuselage. Pour réaliser un tel basculement et permettre le transfert des efforts de l'empennage vertical dans la structure du fuselage, l'empennage vertical est fixé à un cadre fort de fuselage dans une zone arrière du fuselage, l'axe de basculement étant solidaire du cadre fort dans une partie supérieure du cadre fort. Un actionneur de basculement de l'empennage vertical, agissant par modification de sa longueur, c'est à dire de la distance entre une première extrémité et une seconde extrémité dudit actionneur, est solidaire à la première extrémité de l'empennage vertical en un point distant de l'axe de basculement et à la seconde extrémité du cadre fort en point distant de l'axe de basculement pour modifier l'angle de basculement de l'empennage vertical. Afin d'intégrer un empennage horizontal en fonction des contraintes propres de l'empennage vertical mis en oeuvre par l'invention, une structure de l'empennage horizontal traverse le fuselage, sensiblement horizontalement, dans une zone située en avant du cadre fort. Pour assurer le contrôle autour d'un axe de lacet de l'avion quelle que soit la position de l'empennage vertical, l'empennage vertical comporte une gouverne de bord de fuite dont l'extension suivant l'envergure de l'empennage vertical est comprise dans une zone dudit empennage vertical qui n'est jamais recouverte par le fuselage et, pour ne pas pénaliser les conditions de contrôle du vol à basses vitesses, avantageusement l'empennage vertical comporte une gouverne de bord de fuite dont tout ou partie est comprise dans une zone dudit empennage recouverte par le fuselage, au moins en partie, lorsque l'empennage vertical n'est pas dans la position sortie. Afin de diminuer sensiblement la traînée aérodynamique de l'empennage vertical en diminuant sa surface mouillée par l'écoulement aérodynamique et le cas échéant en augmentant sa flèche, la surface aérodynamique de référence de l'empennage vertical en position rentrée Svr est égale ou inférieure à quatre vingt dix pour cent de la surface aérodynamique de référence de l'empennage vertical en position sortie Svs. La description détaillée d'un exemple de réalisation de l'invention est réalisée en référence aux figures qui représentent : figure 1 : une vue générale d'un avion et de ses éléments constitutifs 10 principaux ; figures 2a, 2b et 2c : des illustrations en vues de profil des différentes positions de l'empennage vertical dans un mode de réalisation de l'invention, position sortie figure 2a, position rentrée figure 2c et une position intermédiaire figure 2b ; 15 figures 3a et 3b :des illustrations en vues de profil de la partie arrière du fuselage et de l'empennage vertical partiellement écorchés dans les positions empennage vertical sorti figure 3a et empennage vertical rentré figure 3b ; figure 4 : une vue écorchée en perspective de la partie arrière du 20 fuselage illustrant l'empennage vertical et l'empennage horizontal ; figure 5 : une vue écorchée en perspective de la partie arrière du fuselage illustrant des principes de montage de l'empennage vertical à son emplanture et de l'empennage horizontal ; 25 figures 6a et 6b : des vues en perspective de la partie arrière du fuselage illustrant le fonctionnement d'un carénage mobile de recouvrement d'ouvertures à la jonction entre l'empennage vertical et un arêtier, empennage vertical rentré figure 6a et empennage vertical sorti figure 6b ; 30 figures 7a et 7b : des illustrations d'un mode de réalisation de l'invention en vues de profil de la partie arrière du fuselage et de l'empennage vertical partiellement écorchés dans les positions empennage vertical sorti figure 7a et empennage vertical rentré figure 7b. Un avion 1 suivant l'invention comme présenté sur la figure 1 comporte 5 un fuselage 2, une aile 3 et un ensemble d'empennages 5. L'avion 1 comporte également des moteurs de propulsion 4, deux moteurs à titre d'illustration, fixés sous les ailes dans l'avion de la figure 1. Suivant les conventions utilisées dans le domaine des avions, l'avion est associé à un repère, dit repère avion, qui comporte un axe longitudinal X, orienté 10 positivement vers l'avant suivant le sens de déplacement de l'avion en vol et sensiblement confondu avec un axe du fuselage 2, un axe vertical Z orienté vers le bas de l'avion et qui détermine avec l'axe X un plan XZ de symétrie verticale de l'avion, et un axe Y horizontal et orienté positivement vers la droite de l'avion. L'aile 3 de l'avion 1 est fixée au fuselage 2 et l'ensemble d'empennages 15 5, fixé au fuselage 2 en arrière de l'aile 3, comporte lui-même un empennage horizontal 6 et un empennage vertical 7. Une telle architecture générale d'un avion est relativement conventionnelle dans le cas d'un avion de transport, tel qu'un avion de transport de passagers ou de marchandises, auquel s'adresse l'invention. 20 Suivant l'invention, l'empennage vertical 7 comporte des éléments mobiles qui modifient les dimensions aérodynamiques apparentes dudit empennage vertical de telle sorte que la traînée aérodynamique d'une surface, dite surface mouillée, de l'empennage vertical 7 en contact avec un écoulement aérodynamique, lorsque l'avion 1 est mobile par rapport à la masse d'air qui 25 l'entoure, soit également modifiée. Dans un mode préféré de réalisation présenté sur les figures 2a, 2b et 2c, l'empennage vertical, fixé dans une partie arrière 21 du fuselage 2, de préférence en arrière d'une partie pressurisée 22 du fuselage délimitée par un cadre étanche 23, matérialisé par un trait sur les figures 2a à 2c, est monté 30 mobile de sorte que ledit empennage vertical est en mesure de basculer longitudinalement 73 entre une position avant, figure 2a, et une position arrière, figure c, position arrière dans laquelle une zone escamotable 71 de l'empennage vertical est à l'intérieur du fuselage 2 lorsque l'empennage est dans la position arrière ou partiellement à l'intérieur du fuselage 2 lorsque l'empennage est dans une position intermédiaire (figure 2b). Le basculement longitudinal 73 a pour effet de modifier une surface de référence aérodynamique Sv de l'empennage vertical 7. Conventionnellement la surface de référence Sv de l'empennage vertical 7 est égal à la surface déterminée par la projection dudit empennage vertical dans le plan XZ de symétrie vertical de l'avion et située en dehors du fuselage. En première approximation, la surface mouillée de l'empennage vertical est sensiblement égal à deux fois sa surface aérodynamique de référence Sv. La surface aérodynamique de référence Sv de l'empennage vertical est donc modifiée entre une valeur Svs lorsque l'empennage vertical est dans la position basculée vers l'avant, ou position sortie, et une valeur Svr lorsque l'empennage vertical est dans la position basculée vers l'arrière, ou position rentrée. La valeur de la surface de référence en position rentrée Svr est inférieure à la valeur Svs en position sortie, la différence de surface correspondant à une surface aérodynamique de référence représentée par la zone escamotable 71. De préférence, la zone escamotable représente au moins dix pour cent de la surface de référence, c'est à dire que Svr est égal ou inférieur à 0,9 x Svs. La zone escamotable 71 de l'empennage vertical 7 est représentée hachurée sur les figures 2a et 2b pour un secteur visible de ladite zone escamotable respectivement dans la position sortie et dans une position intermédiaire. Les différentes positions de l'empennage vertical 7 sont obtenues par le basculement longitudinal 73, sensiblement dans le plan de symétrie XZ vertical avion, dudit empennage vertical autour d'un axe de basculement 72 sensiblement parallèle à la direction Y du repère avion. Le basculement longitudinal 73 a pour effet d'une part de modifier une inclinaison d'un bord d'attaque 74 de l'empennage vertical par rapport à la direction Z, ou flèche de l'empennage vertical, et d'autre part de masquer une partie plus ou moins importante de la zone escamotable 71 à l'intérieur du volume arrière 21 du fuselage 2. Les figures 3a, et 3b correspondent aux différentes positions des figures 2a, et 2c respectivement sur lesquelles le fuselage et l'empennage vertical sont représentés écorchés pour illustrer les principaux éléments qui participe à la mise en oeuvre de l'invention dans l'exemple de réalisation présenté. De manière conventionnelle, l'empennage vertical 7 comporte une structure principale comportant au moins un longeron avant 81 et un longeron arrière 82 et des nervures sensiblement perpendiculaires aux longerons dont une nervure d'emplanture 83. L'axe de basculement 72 est situé par rapport à l'empennage vertical 7 proche de la nervure d'emplanture 83 et du longeron avant 81. L'axe de basculement 72 est situé par rapport au fuselage 2 proche de la surface supérieure du fuselage, par exemple à l'intérieur du volume du fuselage dans la partie arrière 21 du fuselage. De préférence une structure de renfort du fuselage, tel qu'un cadre fort 24, est agencée dans le fuselage 2 à proximité de l'axe de basculement 72 pour permettre de fixer des chapes de reprise des efforts introduits dans l'axe de basculement par l'empennage vertical 7. En raison des positions relatives de l'axe de basculement 72, de l'empennage vertical 7 et du fuselage 2, on comprend qu'un basculement vers l'arrière de l'empennage vertical 7 a pour effets premiers d'une part d'augmenter la flèche au bord d'attaque 74 et d'autre part de provoquer un enfoncement d'une partie inférieure arrière de l'empennage vertical, c'est à dire de la zone escamotable 71, dans le volume du fuselage arrière 21. Un basculement vers l'avant a naturellement les effets inverses sur la flèche et sur la zone escamotable 71. De ces deux effets combinés résultent des conséquences aérodynamiques sur l'avion 1 qui sont avantageuses lorsque la position de l'empennage vertical 7 est gérée en fonction des conditions de vol de l'avion pour satisfaire au mieux les contraintes aérodynamiques et les exigences de performances. Comme il a été précisé dans la présentation de l'art existant, l'empennage vertical est utile sur un avion pour des besoins de contrôle et de stabilité de route de l'avion, c'est à dire vis à vis de mouvements de l'avion autour de l'axe Z dit axe de lacet. Suivant l'invention, lorsque que la vitesse de l'avion 1 est faible, en particulier, pendant les phases de décollage et pendant les phases d'approche et d'atterrissage, une pression dynamique infini amont PdO de l'écoulement aérodynamique directement liée à la vitesse de l'avion en vol étant faible, l'empennage est placé dans une position sortie basculée vers l'avant qui a pour effet d'en augmenter la surface aérodynamique de référence Sv et donc la surface utile pour générer une portance latérale suivant la direction Y lorsque l'écoulement aérodynamique forme un angle de dérapage par rapport à l'axe X de l'avion. Dans la plus grande partie du vol de l'avion, en dehors du roulage et des phases de vol à basses vitesses de décollage et d'approche/atterrissage, l'empennage vertical est placé dans une position rentrée, basculée vers l'arrière, ce qui a pour effet de diminuer la surface mouillée de l'empennage vertical sans que la diminution de la surface de référence aérodynamique Sv affecte le contrôle et la stabilité en lacet au-delà des besoins de l'avion en raison de la pression dynamique infini amont PdO élevée. En outre la flèche réduite en position avant redressée de l'empennage vertical 7, flèche qui est avantageusement proche de zéro en position extrême avant, augmente la réponse de l'empennage à une variation d'incidence locale et donc son efficacité en dérapage aérodynamique utile pour les phases à pression dynamique infini amont PdO réduite. A contrario la flèche augmentée en position arrière inclinée de l'empennage vertical 7 diminue, outre la surface mouillée par l'écoulement source d'une traînée aérodynamique de frottement, l'épaisseur relative des profils aérodynamiques de l'empennage vertical ce qui à pour effet de réduire une traînée aérodynamique de forme dudit empennage vertical. Il est donc possible de déterminer des dimensions utiles de l'empennage vertical pour le cas défavorable de situations dans lesquelles la pression dynamique est faible et de réduire ces dimensions par un basculement de l'empennage vers l'arrière vers une position rentrée lorsque la pression dynamique est plus forte et ainsi de réduire la traînée aérodynamique lorsque les conditions de vol n'exigent pas une efficacité d'empennage aussi importante qu'à basse vitesse. Pour modifier la position de l'empennage vertical 7, un actionneur 77, par exemple un vérin dont la longueur est ajustée par des moyens de commande non représentés, modifie la distance entre un point de l'empennage vertical 7 distant de l'axe de basculement 72, par exemple un point 771 situé à proximité du longeron arrière 82 et de la nervure d'emplanture 83 pour bénéficier d'un bon comportement structural de l'empennage vertical, et un point de la structure du fuselage distant de l'axe de basculement 72, par exemple un point 772 de reprise des efforts de l'actionneur 77 situé en partie inférieure du cadre fort 24. On comprend du fonctionnement qui vient d'être décrit que la modification de la position de l'empennage vertical 7 est réalisée en fonction de phases de vol et ou d'un paramètre tel que la pression dynamique qui est connu à bord d'un avion par des moyens de mesures conventionnels, par exemple une centrale anémométrique, et que cette modification ne nécessite pas une dynamique élevée. En pratique le changement de position entre les positions extrêmes sortie et rentrée de l'empennage vertical 7 peut être réalisé sur une durée de plusieurs secondes voir plusieurs dizaines de secondes et n'exige donc pas un actionneur rapide. Avantageusement l'actionneur 77 est un actionneur du type � vis à billes � entraîné par des moteurs hydrauliques et ou des moteurs électriques qui présente l'avantage de pouvoir être conçus avec une grande fiabilité et d'être d'un fonctionnement non réversible ce qui garanti que l'empennage vertical reste fixe si les dits moteurs ne sont pas alimentés, en particulier dans les positions stables rentrée et sortie. Pour répondre aux exigences de sécurité la structure associée à l'axe de basculement 72 : chapes fixes 721 sur le cadre fort, chapes mobiles 722 sur l'empennage vertical et arbre de basculement 723, visibles sur la figure 5, ainsi que le cadre fort 24 sont de préférence conçus avec des redondances suivant une conception dite � fail safe � dans laquelle les efforts sont en mesure d'être transmis suivant deux ou plusieurs cheminements différents pour assurer l'intégrité de la structure en cas de défaillance d'un élément de structure. Pour les besoins de contrôle des mouvements de l'avion autour de l'axe de lacet, l'empennage vertical 7 comporte, outre une dérive fixe, au moins une gouverne de direction 76, c'est à dire une surface aérodynamique mobile articulée du côté d'un bord arrière, ou bord de fuite, de l'empennage vertical 7. Suivant le mode de réalisation décrit, les longerons avant et arrière 81, 82 et les nervures dont la nervure d'emplanture 83 déjà cités, sont des éléments de la structure de la dérive, fixe en dehors des mouvements de basculement 73 de l'empennage vertical 7. La gouverne de direction 76 articulée au niveau du longeron arrière 83 s'étend suivant l'envergure de l'empennage vertical, c'est à dire entre l'emplanture 83 du côté du fuselage 2 et une extrémité libre 75 opposée au fuselage. Pour éviter des interférences entre la structure du fuselage 2 et la gouverne articulée 76, l'extension de ladite gouverne du côté du fuselage est limitée de sorte que dans la position rentrée de l'empennage vertical 7, la gouverne 76 reste en permanence dans une zone de l'empennage vertical extérieure au fuselage comme illustré sur la figure 4, et ceci quel que soit son braquage, au moins son braquage autorisé dans la position rentrée de l'empennage vertical 7. La gouverne articulée 76 peut être en une seule partie ou en deux ou plus parties articulées réparties suivant l'envergure de l'empennage vertical 7. Avantageusement l'empennage vertical 7 comporte au moins une seconde gouverne de direction 761 dans sa partie la plus proche du fuselage 2 et qui correspond sensiblement au niveau du bord de fuite à la zone escamotable 71 de l'empennage vertical 7. La dite seconde gouverne de direction 761 est alors active lorsque l'empennage vertical 7 est dans une position sortie et qu'il est possible de braquer ladite seconde gouverne sans interférence mécanique avec le fuselage, ce qui permet d'augmenter la surface totale de gouvernes actives dans la configuration basse vitesse. La seconde gouverne 761 est inactive dans une position rentrée ou intermédiaire de l'empennage vertical 7 dans laquelle la dite gouverne est en tout ou partie à l'intérieur du fuselage, sans que cela ne soit pénalisant en raison des conditions de vol associées qui n'exigent pas une surface de gouverne aussi grande que pour le contrôle à basses vitesses. En raison des volumes intérieurs au fuselage 2 occupés par l'empennage vertical 7 lorsque ledit empennage vertical est en position rentrée, il est nécessaire de prévoir un agencement particulier de l'empennage horizontal 6. Comme illustré sur les figures 4 et 5 l'empennage horizontal 6 comporte une structure de liaison 61 traversant le fuselage qui solidarise les parties extérieures au fuselage 2 dudit empennage horizontal et, afin d'adapter une position angulaire de l'empennage horizontal 6 aux conditions de vol de l'avion, la dite structure de liaison est, suivant une conception connue, mobile en rotation autour d'un axe horizontal 62 parallèle à la direction Y. Dans l'exemple de réalisation décrit, avantageusement le cadre fort 24 est situé en arrière du cadre étanche 23 de sorte que l'espace intérieur au fuselage 2 entre les dits cadres fort et étanche soit suffisant pour permettre le passage et les mouvements souhaités de la structure de liaison 61. Avantageusement la structure de liaison 61 est montée articulée 62 sur un des cadres fort ou étanche, par exemple le cadre fort 24 comme sur les figures, et un actionneur 63 prenant appui sur l'autre cadre, le cadre étanche 23 dans l'exemple, agit sur la structure de liaison 61 pour entraîner en rotation l'empennage horizontal 6 et modifier la position angulaire dudit empennage horizontal, représenté sur la figure 5 de manière très schématique par les volumes de longerons avant 64 et arrière 65 dudit empennage horizontal. L'utilisation des cadres fort 24 et étanche 23 n'est qu'un exemple avantageux pour l'installation de l'empennage horizontal et d'autres montages sont possibles, par exemple au moyens de cadres spécifiques en avant du cadre fort 24 ou en utilisant une architecture d'empennage horizontal en avant de l'aile 3 dit empennage canard (solutions non représentées), dans un volume du fuselage qui garantit l'absence d'interférences mécaniques avec les mouvements de l'empennage vertical 7. Comme illustré sur la figure 5, des canalisations ou câbles 78 devant cheminer entre l'empennage vertical 7 et le fuselage sont pourvues de sections articulées ou souples autorisant les mouvements possibles de l'empennage vertical 7. De telles sections articulées ou souples sont de préférence agencées sur les canalisations ou câbles à proximité de l'axe de basculement 72 de l'empennage vertical pour limiter les débattements de ces ensembles. Les canalisations ou câbles sont par exemple des canalisations hydrauliques de servocommandes de gouvernes, des canalisations de drainage de fluides, des câbles électriques de puissance ou de commandes ou de systèmes de mesures ou de tout autre système installé dans l'empennage vertical 7. Pour limiter les traînées aérodynamiques parasites que pourraient générer des espaces ouverts entre l'empennage vertical 7 et le fuselage 2 compte tenu des mouvements de l'empennage vertical, des carénages mobiles sont agencés dans des emplacements du fuselage découverts lorsque l'empennage vertical 7 prend certaines positions pour masquer des ouvertures qui se formeraient en absence de tels carénages mobiles. En particulier comme illustré sur les figures 6a et 6b le bord d'attaque 74 de l'empennage vertical 7 est soumis à un déplacement dans le sens X, vers l'avant lorsque l'empennage vertical est déplacé vers la position sortie et vers l'arrière lorsque l'empennage vertical est déplacé vers la position rentrée ou une position intermédiaire. Pour masquer les ouvertures induites par ce mouvement du bord d'attaque 74 au niveau du fuselage 2 ou, comme illustré sur les figures 6a et 6b, au niveau d'un arêtier 9 situé au-dessus du fuselage 2 dans le prolongement et vers l'avant de l'empennage vertical 7, un élément mobile de fermeture 91, dit carénage mobile, est agencé dans la zone des ouvertures. Le carénage mobile 91 prend une première position, dite position escamotée, comme illustré sur la figure 6b, lorsque l'empennage vertical est en position sortie et que des formes de l'arêtier 9 et du bord d'attaque 74 de l'empennage vertical assurent une continuité aérodynamique de la surface extérieure de l'avion dans cette zone. Le carénage mobile 91 prend des positions, dites position d'occlusion comme illustré sur la figure 6a, lorsque l'empennage vertical est en position rentrée ou dans une position intermédiaire entre la position sortie et la position rentrée afin d'obturer les ouvertures entre l'arêtier et l'empennage vertical. Dans un mode de réalisation le carénage mobile 91 est maintenu en appui par des moyens élastiques, par exemple une bielle à ressort, non représentée, contre le bord d'attaque 74 de l'empennage vertical et se déplace entre les positions escamotée et d'occlusion sous l'effet du déplacement de l'empennage vertical. Dans un autre mode de réalisation, la position du carénage mobile 91 est modifiée au moyen d'un actionneur, non représenté, dont l'action est asservie à la position de l'empennage vertical. L'exemple proposé de réalisation de l'invention n'est pas limitatif des 20 modes de réalisation de l'invention. En particulier d'autres moyens sont possibles pour adapter la surface d'un empennage vertical en fonction de la phase de vol et de la pression dynamique afin de limiter la traînée aérodynamique dans les phases de vol pour lesquelles une surface suffisante de l'empennage vertical est inférieure à celle nécessaire 25 pour des phases de vol critiques. Ainsi dans un mode de réalisation non illustré de l'invention, l'empennage est mobile par rapport au fuselage selon un déplacement sensiblement vertical suivant Z. Dans ce mode de réalisation, le mouvement de basculement autour d'un 30 axe de basculement est remplacé par un mouvement de translation, par exemple suivant des glissières agencées verticalement à l'arrière d'un cadre fort reprenant les efforts de l'empennage vertical. Ainsi, dans une position haute l'empennage vertical présente une surface aérodynamique de référence maximale Svs et dans une position basse une partie de l'empennage vertical se trouve à l'intérieur du fuselage arrière et l'empennage vertical présente une surface aérodynamique de référence réduite Svr, sans toutefois de modification de la flèche. Dans un autre mode de réalisation, non représenté, une partie supérieure de l'empennage vertical est réalisée mobile verticalement par rapport à une partie inférieure fixe par rapport au fuselage. La partie supérieure est agencée en partie haute de la partie inférieure pour pénétrer dans la partie inférieure au cours d'un mouvement sensiblement vertical ou pour que la partie inférieure pénètre dans la partie supérieure. Dans une position haute de la partie supérieure l'empennage vertical présente une surface aérodynamique de référence maximale Svs et dans une position basse de ladite partie supérieure l'empennage vertical présente une surface aérodynamique de référence réduite Svr du fait du recouvrement plus ou moins partiel des parties hautes et basses de l'empennage vertical, sans toutefois de modifications de la flèche. Dans les exemples de réalisation de l'invention qui viennent d'être décrit, la traînée aérodynamique de l'empennage vertical 7 est diminuée également dans des positions rentrées lorsqu'une partie de la surface dudit empennage vertical, située dans une zone à pression dynamique locale Pd réduite, est augmentée au détriment d'une partie de la surface restant soumise à l'écoulement aérodynamique sensiblement à la pression dynamique infini amont PdO. En effet il est connu que la pression dynamique locale Pd de l'écoulement aérodynamique est diminuée localement, par rapport à la pression dynamique PdO de l'écoulement aérodynamique infini amont, dans une zone lia de couche limite près de la paroi du fuselage 2, couche limite dont l'épaisseur est pratiquement maximale sur un fuselage dans la partie arrière dudit fuselage, et en arrière du fuselage 2 dans une zone l lb de sillage de celui-ci. Dans un mode de réalisation de l'invention illustré schématiquement sur les figures 7a et 7b, ce phénomène connu est exploité au maximum pour diminuer la traînée aérodynamique de l'empennage vertical 7 en donnant audit empennage vertical une position dans laquelle une partie importante de ou, suivant le mode illustré, toute la surface utile de l'empennage vertical 7 est placé dans un écoulement aérodynamique de pression dynamique Pd localement réduite. Pour atteindre ce résultat, l'empennage vertical 7 est fixé au fuselage 2 de manière à prendre des positions plus ou moins basculées longitudinalement de manière similaire au mode décrit précédemment, mais avec la particularité de présenter une position basculée maximale arrière telle que l'angle de basculement correspondant positionne tout l'empennage vertical 7, ou au moins une partie essentielle dudit empennage vertical, dans l'écoulement autour du fuselage ou en arrière de celui-ci dont la pression dynamique locale Pd est diminuée, tel que l'illustre la figure 7b. L'inclinaison est par exemple obtenue en utilisant un principe similaire à celui mis en oeuvre dans l'exemple précédent illustré sur les figures 3a et 3b mais avec une possibilité de basculement de l'empennage vertical 7 augmenté vers la position rentrée, c'est à dire vers l'arrière. Dans ce mode de réalisation, avantageusement l'empennage vertical 7 est fixé au fuselage arrière 21 dans une position plus proche de l'extrémité arrière du fuselage 2 et le cadre fort 24 est par exemple incliné de sorte que sa partie inférieure se trouve dans le fuselage plus en avant que sa partie supérieure pour libérer les volumes dans le fuselage nécessaires au basculement de l'empennage vertical 7 et aux actionneurs 77 du basculement. Dans la position extrême rentrée proposée sur l'exemple de réalisation de la figure 7b, avantageuse en matière de réduction de traînée aérodynamique, il est inefficace de mettre en oeuvre la ou les gouvernes de bord de fuite de l'empennage vertical pour réaliser un couple de contrôle en lacet de l'avion. En pratique cette situation n'est cependant pas critique car en raison de la pression dynamique relativement élevée lors des phases de vol de l'avion pendant lesquelles une telle position de l'empennage est utilisée, la valeur du coefficient Cn13 de stabilité de route est suffisante maintenir l'avion dans un domaine de vol acceptable en cas de panne moteur, l'empennage pouvant alors être a posteriori basculé vers l'avant pour améliorer le confort de pilotage de l'avion. L'invention permet donc de diminuer la traînée aérodynamique d'un avion dans certaines phases de vol, en particulier pendant les phases de vol de croisière aux cours desquelles est réalisée la plus grande durée du vol d'un avion, sans modifier les performances de contrôle lors des phases de vol à basses vitesses. REVENDICATIONS1 û Avion (1) comportant un fuselage (2) de forme allongée suivant une direction longitudinale X d'un repère avion sur lequel fuselage est fixé un empennage vertical (7) dans une partie arrière (21) du fuselage par rapport au sens de déplacement de l'avion en vol et au-dessus dudit fuselage sensiblement dans un plan de symétrie vertical de l'avion, caractérisé en ce que l'empennage vertical (7) comporte au moins deux positions stables, dites position sortie et position rentrée, telles qu'une surface dudit empennage vertical soumise à un écoulement aérodynamique lorsque l'avion est en vol est modifiée en position et ou en surface entre la position rentrée et la position sortie de sorte que la traînée aérodynamique dudit empennage vertical est réduite, à conditions de vol données, dans la position rentrée par rapport à la position sortie. 2 û Avion suivant la revendication 1 dans lequel une partie essentielle de la surface de l'empennage vertical (7) soumise à l'écoulement aérodynamique en vol est placée dans la position rentrée dans une zone (11a, 11b) d'un écoulement de pression dynamique local Pd inférieure à une pression dynamique infini amont PdO, ledit écoulement aérodynamique de pression dynamique local Pd correspondant à un écoulement perturbé en vol essentiellement par le fuselage (2). 3 û Avion suivant la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel une surface aérodynamique de référence Sv dudit empennage vertical, c'est à dire une surface de référence effectivement soumise à l'écoulement aérodynamique, : - prend une première valeur Svs dans la position sortie et ; - prend une seconde valeur Svr dans la position rentrée sensiblement inférieure à la première valeur Svs. 4 û Avion suivant la revendication 3 dans lequel la surface aérodynamique de référence Sv est modifiée de la position sortie vers la position rentrée par unrecouvrement entre une partie supérieure et une partie inférieure de l'empennage vertical (7), lesdites parties inférieures et supérieures étant mobiles l'une par rapport à l'autre. 5 û Avion suivant la revendication 3 dans lequel la surface aérodynamique de référence Sv est modifiée de la position sortie vers la position rentrée par un recouvrement d'une partie de l'empennage vertical (7) par le fuselage (2). 6 û Avion suivant la revendication 5 dans lequel le recouvrement d'une partie de l'empennage vertical (7) par le fuselage (2) est obtenu par une position déplacée vers le bas de l'empennage vertical (7) de telle sorte qu'une partie dudit empennage vertical se trouve à l'intérieur du fuselage (2). 7 û Avion suivant la revendication 5 dans lequel le recouvrement d'une partie de l'empennage vertical (7) par le fuselage (2) est obtenu par une position basculée vers l'arrière de l'empennage vertical (7) autour d'un axe de basculement (72) sensiblement perpendiculaire au plan de symétrie avion et situé à proximité du fuselage (2) et d'un bord d'attaque (74) de l'empennage vertical (7) de telle sorte qu'une partie dudit empennage vertical se trouve à l'intérieur du fuselage (2). 8 - Avion suivant la revendication 2 dans lequel la partie essentielle de l'empennage vertical (7) soumise à une pression dynamique locale Pd réduite dans la position rentrée est soumise à ladite pression dynamique locale Pd par une position basculée vers l'arrière de l'empennage vertical (7) autour d'un axe de basculement (72) sensiblement perpendiculaire au plan de symétrie avion et situé à proximité du fuselage (2) et d'un bord d'attaque (74) de l'empennage vertical (7) de telle sorte qu'une partie dudit empennage vertical se trouve en arrière du fuselage (2) et dans une zone (11b) de sillage aérodynamique dudit fuselage. 9 û Avion suivant la revendication 7 ou la revendication 8 comportant un cadre 21 fort (24) de fuselage dans une zone arrière (21) du fuselage à laquelle est fixé l'empennage vertical, et dans lequel l'axe de basculement (72) est solidaire du cadre fort (24) dans une partie supérieure dudit cadre fort et dans lequel un actionneur (77) de basculement de l'empennage vertical, agissant par modification de la distance entre une première extrémité (771) et une seconde extrémité (772) dudit actionneur, est solidaire à ladite première extrémité de l'empennage vertical (7) en un point distant de l'axe de basculement (72) et à ladite seconde extrémité du cadre fort (24) en point distant de l'axe de basculement (72). 10 ù Avion suivant la revendication 9 dans lequel une structure d'un empennage horizontal (6) traverse le fuselage (2), sensiblement horizontalement, dans une zone située en avant du cadre fort (24). 11 ù Avion suivant l'une des revendications 5 à 10 dont l'empennage vertical (7) comporte une gouverne (76) de bord de fuite dont une extension suivant une envergure de l'empennage vertical (7) est comprise dans une zone dudit empennage vertical qui n'est jamais recouverte par le fuselage (2). 12 ù Avion suivant l'une des revendications 5 à 11 dont l'empennage vertical (7) comporte une gouverne (761) de bord de fuite dont tout ou partie est comprise dans une zone dudit empennage recouverte par le fuselage (2), au moins en partie, lorsque l'empennage vertical (7) n'est pas dans la position sortie. 13 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel la surface aérodynamique de référence de l'empennage vertical en position rentrée Svr est égale ou inférieure à quatre vingt dix pour cent de la surface aérodynamique de référence de l'empennage vertical en position sortie Svs.