FR 3082505 A1 20191220 FR 1800615 A 20180614 Profils aérodynamiques à efficacité stabilisatrice améliorée pour empennages et dérives La présente invention est du domaine des surfaces stabilisatrices des aéronefs et plus particulièrement des empennages horizontaux et verticaux des giravions. La présente invention concerne des profils aérodynamiques pour surfaces stabilisatrices destinées à des giravions et dont l'efficacité stabilisatrice est améliorée. La présente invention concerne également des surfaces stabilisatrices destinées à des giravions et formées par ces profils aérodynamiques, les dimensions de ces surfaces stabilisatrices pouvant être réduites sans perte d'efficacité dans leurs fonctions de stabilisation. Un giravion est un aéronef comportant au moins une voilure tournante permettant au giravion d'évoluer aussi bien avec des vitesses d'avancement élevées lors de vols de croisière qu'avec de très faibles vitesses d'avancement et réaliser notamment des vols stationnaires. Un giravion comporte classiquement un fuselage, une poutre de queue, au moins un rotor principal, une installation motrice et un dispositif anticouple. Un giravion comporte également fréquemment une ou plusieurs surfaces stabilisatrices positionnées généralement à l'arrière du fuselage, sur la poutre de queue. De telles surfaces stabilisatrices ont pour fonction d'assurer une stabilisation en vol d'avancement des mouvements du giravion autour des axes de roulis et/ou de tangage et/ou de lacet. Une surface stabilisatrice permettant une stabilisation des 25 mouvements du giravion autour de son axe de tangage est généralement agencée horizontalement sur le giravion et désignée « gouverne de profondeur » ou « empennage horizontal ». Une 2 surface stabilisatrice permettant une stabilisation des mouvements du giravion autour de son axe de lacet est généralement agencée verticalement sur le giravion et désignée « gouverne de direction » ou « empennage vertical » ou encore « dérive ». Un empennage 5 vertical peut également aider un dispositif anticouple du giravion aux grandes vitesses d'avancement en générant une force aérodynamique latérale. En outre, une surface stabilisatrice peut également être agencée sur le giravion avec une angulation comprise entre 0 10 degré (0°) et plus ou moins 90 degrés (90°) avec une direction horizontale du giravion. Dans ce cas, la surface stabilisatrice peut permettre simultanément une stabilisation des mouvements du giravion autour de ses axes de tangage et de lacet. Une surface stabilisatrice s'étend selon une première 15 direction en envergure d'une première extrémité à une seconde extrémité et selon une seconde direction d'un bord d'attaque vers un bord de fuite. Une surface stabilisatrice comporte des sections transversales successives, chaque section transversale étant définie par un profil aérodynamique. On note que, le profil 20 aérodynamique peut être le même pour toutes les sections transversales de la surface stabilisatrice. Toutefois, une surface stabilisatrice peut être définie par des sections transversales dont les profils aérodynamiques peuvent être différents. Des profils aérodynamiques utilisés traditionnellement pour les surfaces stabilisatrices de giravions sont généralement des profils aérodynamiques qui ont été définis pour former des ailes d'aéronef à voilure fixe, par exemple des profils aérodynamiques connus selon les désignations « NACA » ou bien « GAW ». Une surface stabilisatrice assure la fonction de stabilisation 30 en créant, lors des vols d'avancement sous l'effet d'un écoulement d'air généré par l'avancement du giravion et balayant la surface 3 stabilisatrice, une force aérodynamique provoquant l'apparition d'un moment de stabilisation autour du centre de gravité du giravion. Cette force aérodynamique varie avec les changements d'assiette du giravion et/ou les dérapages du giravion autour de 5 l'axe de lacet induisant un changement de l'angle d'incidence des surfaces stabilisatrices dans cet écoulement d'air. En conséquence, ce moment de stabilisation généré par une surface stabilisatrice du giravion varie également suite aux perturbations des angles d'incidence et de dérapage du giravion, 10 s'opposant ainsi à la déviation angulaire du giravion. Ce moment de stabilisation dépend essentiellement de trois paramètres de la surface stabilisatrice, à savoir sa surface, la distance entre la surface stabilisatrice et le centre de gravité du giravion ainsi que l'efficacité stabilisatrice des profils aérodynamiques de la surface 15 stabilisatrice. De fait, il est évident que pour une surface et une distance entre la surface stabilisatrice et le centre de gravité du giravion données, une augmentation de l'efficacité stabilisatrice de cette surface stabilisatrice provoque une augmentation, sensiblement proportionnellement, de la stabilité générée par la 20 surface stabilisatrice. Il est connu que le terme « Cza » caractérisant le gradient de portance dit encore « pente de portance » ou « lift slope » en langue anglaise d'une surface stabilisatrice correspond à la variation de la force aérodynamique générée par la surface en 25 fonction de la variation correspondante de l'angle d'incidence locale. Le gradient de portance Cza est égal à la dérivée du coefficient de portance Cz de la surface stabilisatrice en fonction de l'angle d'incidence a : Cza=dCz/da. En fait, le gradient de portance Cza est relatif à une surface 30 d'allongement fini A. C'est ainsi que la pente de portance en 4 allongement infini (Cza), est, à titre d'exemple, pour une surface à répartition elliptique de circulation telle que : (Cza)o = Cza. 1 57.3 . Cza IL A' L'efficacité stabilisatrice d'une surface stabilisatrice utilisée généralement sur un giravion est formée par des profils 5 aérodynamiques conventionnels de type « NACA » ou bien « GAW » est caractérisée par exemple par un gradient de portance (Cza), de l'ordre de 0.10 et Cza de l'ordre de 0.07. Il est encore connu que ce gradient de portance Cza peut être amélioré par la troncature du bord de fuite et/ou l'utilisation de cornières de type 10 « Gurney ». Toutefois, cette amélioration reste faible, de l'ordre de 10%, cette amélioration augmentant avec l'épaisseur relative des profils aérodynamiques utilisés. En outre, afin d'assurer des bonnes qualités de vol et en particulier un giravion stable à grande vitesse d'avancement, il est 15 nécessaire d'utiliser une ou plusieurs surfaces stabilisatrices avec des dimensions conséquentes. La présence de ces surfaces stabilisatrices de dimensions conséquentes n'est pas trop pénalisante en termes de traînée aérodynamique, la traînée aérodynamique générée par ces surfaces stabilisatrices 20 représentant généralement moins de 5% de la traînée aérodynamique totale du giravion. Par contre, la masse de ces surfaces stabilisatrices peut être significative, d'autant que ces surfaces stabilisatrices sont positionnées habituellement à l'arrière du giravion. 25 Cependant, le problème principal généré par la présence de ces surfaces stabilisatrices de dimensions conséquentes est un phénomène spécifique au giravion et désigné « bosse d'assiette ». Lors de vols d'avancement à basse vitesse ainsi qu'en vol 1 5 stationnaire, l'écoulement d'air traversant le rotor principal du giravion est 'orienté vers le bas et vient impacter les surfaces stabilisatrices, principalement les surfaces stabilisatrices horizontales, générant l'apparition sur ces surfaces stabilisatrices 5 un effort sensiblement vertical significatif orienté vers le bas et désigné « déportance ». Cette déportance provoque la création d'un moment à cabrer sur le fuselage du giravion autour de l'axe de tangage. Par suite, l'assiette du giravion autour de l'axe de tangage peut être modifiée 10 si le pilote ne compense pas ce moment à cabrer en manoeuvrant les commandes de vol du giravion. Dès lors, au cours de ces vols d'avancement à basse vitesse, le pilote du giravion doit compenser en permanence ce moment à cabrer, cette compensation constituant la « bosse d'assiette », afin de diminuer le cabrage du 15 giravion, ce qui complique notablement le pilotage du giravion, notamment dans des phases de vol critiques, telles que les phases d'approche et d'atterrissage. Un effet secondaire de cette déportance est l'apparition d'un moment sur le mât du rotor principal du giravion qui peut prendre des valeurs très importantes, 20 et peut également amener à un endommagement en fatigue de ce mât du rotor principal. On comprend alors que pour réduire la bosse d'assiette et les problèmes associés, il faut réduire les dimensions des surfaces stabilisatrices, ce qui est contradictoire aux exigences de stabilité 25 en vol à grande vitesse d'avancement, visant à maximiser les dimensions de ces surfaces stabilisatrices. Cette double contrainte, à savoir de grandes dimensions de sorte à maximiser la stabilisation du giravion et de petites dimensions afin de minimiser la bosse d'assiette, peut se traduire par un point de blocage lors du développement et de la mise au point d'un giravion. 6 Cependant, des solutions visant à limiter voire à supprimer la bosse d'assiette ont été étudiées. Par exemple, une architecture de surfaces stabilisatrices est munie d'élément fixes et d'autres éléments mobiles. La position des éléments mobiles par rapport 5 aux éléments fixes peut alors être contrôlée via des commandes de vol pour limiter le phénomène de bosse d'assiette. Bien qu'intéressante, cette architecture impose des commandes de vol induisant une augmentation de la masse du giravion, ainsi qu'une complexité accrue du giravion. 10 Une autre solution consiste à agencer une surface stabilisatrice en dehors du sillage du rotor principal du giravion. Cependant, cette deuxième solution induit de fait une perte d'efficacité notable de la surface stabilisatrice et génère des contraintes d'implantation de cette surface stabilisatrice. 15 En outre, l'arrière plan technologique inclut le document EP 1112928 qui décrit des profils aérodynamiques à bords de fuite épais et/ou divergents, éventuellement équipés de cornières de type « Gurney », et destinés à la réalisation d'ailes d'aéronef à voilure fixe. Ces profils aérodynamiques comportent des 20 ouvertures, notamment des rainures, sur leurs bords de fuite afin de réduire la traînée aérodynamique et le bruit générés par ces profils aérodynamiques. Dans ces conditions, la présente invention propose des profils aérodynamiques spécifiques pour des surfaces 25 stabilisatrices destinées à des giravions, quelles soient horizontales ou verticales, et à efficacité stabilisatrice améliorée. La présente invention a aussi pour objet des surfaces stabilisatrices destinées à des giravions et formées par ces profils aérodynamiques permettant de s'affranchir des limitations 30 mentionnées ci-dessus, de réduire ainsi leurs dimensions sans perte d'efficacité dans leurs fonctions de stabilisation et, par suite, 7 de réduire le phénomène de bosse d'assiette susceptible d'apparaître en vol d'avancement à basse vitesse et en vol stationnaire sur les giravions. Selon l'invention, un profil aérodynamique destiné à une 5 surface stabilisatrice d'un giravion, s'étend d'un bord d'attaque vers un bord de fuite et est défini par deux demi-profils, incluant un demi-profil d'extrados et un demi-profil d'intrados, le profil aérodynamique étant défini par une corde c entre le bord d'attaque et le bord de fuite, par une épaisseur maximale t entre le demi-10 profil d'extrados et le demi-profil d'intrados mesurée perpendiculairement à la ligne de cambrure du profil aérodynamique, et par une épaisseur relative t/c égale au rapport de l'épaisseur maximale t par la corde c. Une surface stabilisatrice constituée par les profils 15 aérodynamiques selon l'invention peut être une surface stabilisatrice en lacet, à savoir sensiblement verticale, une surface stabilisatrice en tangage, à savoir sensiblement horizontale, voire inclinée vis-à-vis d'une direction horizontale du giravion. Le profil aérodynamique selon l'invention est remarquable en 20 ce que : - l'épaisseur relative du profil aérodynamique est supérieure ou égale à 0.15, - le bord de fuite est tronqué de sorte qu'une hauteur h du bord de fuite est supérieure ou égale à 0.05.c et 25 -au moins un des deux demi-profils comporte une première courbe convexe et une seconde courbe concave. Le demi-profil comportant la première courbe convexe et la seconde courbe concave possède ainsi deux points d'extrema locaux ayant une dérivée nulle, à savoir un maximum local et un 30 minimum local, ainsi qu'un point d'inflexion situé entre ces deux 8 extrema. La première courbe convexe est située entre le bord d'attaque du profil aérodynamique et le point d'inflexion, soit en amont du point d'inflexion selon le sens habituel de l'écoulement d'air sur le profil aérodynamique, à savoir du bord d'attaque vers le 5 bord de fuite. La seconde courbe concave est située entre le point d'inflexion et le bord de fuite du profil aérodynamique, soit en aval de ce point d'inflexion et en aval de la première courbe convexe. La présence de la seconde courbe concave sur au moins un des deux demi-profils du profil aérodynamique selon l'invention 10 permet, sous certains angles d'incidence, désignés « angles d'incidence de décrochage local », de provoquer un décollement de l'écoulement d'air balayant le profil aérodynamique sur cette seconde courbe concave de ce demi-profil du profil aérodynamique entraînant un décrochage aérodynamique local de l'écoulement 15 d'air. Ce décochage local sur la seconde courbe concave peut être plus ou moins important selon la valeur de l'angle d'incidence de décrochage local. Par ailleurs, la première courbe convexe étant située en amont de la seconde courbe concave, l'écoulement d'air n'est 20 aucunement perturbé par ce décrochage aérodynamique local de l'écoulement d'air. De fait, sous ces angles d'incidence de décrochage local, l'écoulement d'air balayant le profil aérodynamique peut rester tangent à la première courbe convexe. De la sorte, la présence de ce décrochage aérodynamique 25 local de l'écoulement d'air sur la seconde courbe concave pour les angles d'incidence de décrochage local ne provoque pas une chute brutale de la portance du profil aérodynamique, contrairement au phénomène de décrochage aérodynamique habituellement rencontré sur des profils aérodynamiques pour de forts angles 30 d'incidence. En effet, grâce à la présence de ce décrochage aérodynamique local de l'écoulement d'air sur la seconde courbe 9 concave, l'écoulement d'air sur le profil aérodynamique selon l'invention génère avantageusement l'apparition d'une force aérodynamique de portance sensiblement perpendiculaire à l'écoulement d'air ainsi qu'une augmentation du gradient de 5 portance Cza de ce profil aérodynamique selon l'invention. La présence de ce décrochage aérodynamique local sur la seconde courbe concave peut également provoquer une augmentation de la traînée aérodynamique du profil aérodynamique. Ce décrochage aérodynamique local est avantageusement 10 progressif lors de la variation de l'angle d'incidence du profil aérodynamique et peut de fait être avantageusement contrôlé avec l'évolution de cet angle d'incidence. En effet, lors d'une variation de l'angle d'incidence dans la plage des angles d'incidence de décrochage local, ce décochage 15 local sur la seconde courbe concave peut être plus ou moins important, impactant de fait la force aérodynamique de portance du profil aérodynamique. De plus, pour un angle d'incidence hors de la plage des angles d'incidence de décrochage local, ce décochage local sur la seconde courbe concave disparaît, ce qui a pour effet 20 d'augmenter significativement la force aérodynamique de portance du profil aérodynamique. Ces angles d'incidence de décrochage local appartiennent par exemple à une plage allant de -5° à +5° pour un profil aérodynamique selon l'invention dont le demi-profil d'extrados 25 comporte une première courbe convexe et une seconde courbe concave alors qu'un décrochage aérodynamique habituellement rencontré sur des profils aérodynamiques apparaît pour de forts angles d'incidence supérieures à 15°. En conclusion, la présence de la première courbe convexe et 30 la seconde courbe concave sur au moins un demi-profil du profil 10 aérodynamique selon l'invention permet avantageusement d'avoir une amplitude de variation de la force aérodynamique de portance du profil aérodynamique plus importante, grâce à l'utilisation du décrochage aérodynamique local de l'écoulement d'air sur la 5 seconde courbe concave. Le profil aérodynamique selon l'invention permet de la sorte une amélioration significative de son efficacité stabilisatrice Cza, caractérisant la variation de la portance du profil aérodynamique, grâce à la présence de la première courbe convexe et la seconde 10 courbe concave et au décrochage aérodynamique progressif et contrôlé de la seconde courbe concave. En outre, la présence de la première courbe convexe et la seconde courbe concave sur au moins un demi-profil du profil aérodynamique selon l'invention implique une épaisseur relative 15 t/c minimale égale à 0.15 ainsi qu'un bord de fuite tronqué afin notamment de limiter la valeur de la corde c du profil aérodynamique. Le bord de fuite du profil aérodynamique selon l'invention comporte alors une face arrière plane, désignée « culot », de préférence sensiblement verticale et d'une hauteur h 20 supérieure ou égale à 0.05.c. Le profil aérodynamique selon l'invention est ainsi constitué par une combinaison de ces trois caractéristiques d'un profil aérodynamique : une épaisseur relative significative, une troncature du bord de fuite et la présence d'une première courbe 25 convexe et la seconde courbe concave prononcée sur au moins un demi-profil du profil aérodynamique. Par ailleurs, l'épaisseur relative t/c du profil aérodynamique selon l'invention peut être comprise entre 0.15 et 0.35. La hauteur h du culot du bord de fuite peut quant à elle être comprise entre 30 0.05.c et 0.20.c. 11 Dans un mode préféré de réalisation du profil aérodynamique selon l'invention, l'épaisseur relative tic du profil aérodynamique est comprise entre 0.20 et 0.25 alors que la hauteur h du culot du bord de fuite est comprise entre 0.05.c et 0.10.c. 5 Un seul des deux demi-profils du profil aérodynamique selon l'invention peut comporter une première courbe convexe et une seconde courbe concave. Par exemple, selon une première variante du profil aérodynamique selon l'invention, le demi-profil d'extrados 10 comporte la première courbe convexe et la seconde courbe concave, la force aérodynamique de portance du profil aérodynamique est orientée dans une direction opposée au demi-profil d'extrados et constitue en fait une déportance. Dans ce cas, le premier point d'extremum local A de la première courbe convexe 15 est un maximum local et le second point d'extremum local B de la seconde courbe concave est un minimum local. Selon une deuxième variante du profil aérodynamique selon l'invention, le demi-profil d'intrados peut également comporter la première courbe convexe et la seconde courbe concave, la force 20 aérodynamique de portance du profil aérodynamique est orientée dans une direction opposée au demi-profil d'intrados et constitue bien une portance. Dans ce cas, le premier point d'extremum local A de la première courbe convexe est un minimum local et le second point d'extremum local B de la seconde courbe concave est un 25 maximum local. Cependant, selon une troisième variante du profil aérodynamique selon l'invention, une première courbe convexe et une seconde courbe concave peuvent aussi être agencées simultanément sur chacun des deux demi-profils du profil 30 aérodynamique. 12 En outre, un profil aérodynamique peut être défini dans un repère (U,V) attaché à ce profil aérodynamique et défini par les directions de la corde c et de l'épaisseur maximale t du profil aérodynamique, une unité de l'axe des abscisses U et de l'axe des 5 ordonnées V étant égale à la corde c. Dans ce repère (U,V), le bord d'attaque a comme coordonnées (0,0) et le bord de fuite a une abscisse égale à 1. Le premier extremum local A de la première courbe convexe a une abscisse comprise entre 0.2 et 0.7 et le second extremum local B de la seconde courbe concave a une 10 abscisse comprise entre 0.4 et 0.9, l'abscisse du premier extremum local A étant strictement inférieure à l'abscisse du second extremum local B. Les positions de ces extrema A,B de la première courbe convexe et de la seconde courbe concave permet 15 avantageusement de moduler l'influence du décrochage progressif de l'écoulement d'air sur la force aérodynamique générée par le profil aérodynamique et, de la sorte, sur le gradient de portance Cza caractérisant l'efficacité stabilisatrice de ce profil aérodynamique. La profondeur de cette seconde courbe concave 20 ainsi que les pentes en amont et en aval du second extremum B permettent également de modifier l'efficacité stabilisatrice de ce profil aérodynamique. Typiquement, l'ordonnée du second extremum local B de la seconde courbe concave dans le repère (U,V) peut être comprise 25 entre -0.1 et 0.1 alors qu'une première pente du demi-profil comportant la première courbe convexe et la seconde courbe concave peut être comprise entre -10 degrés (-10°) et -40 degrés (-40°) au niveau du point d'inflexion entre la première courbe convexe et la seconde courbe concave et une seconde pente de ce 30 demi-profil, au niveau d'une jonction entre la seconde courbe 13 concave et le bord de fuite, peut être comprise entre +10 degrés (+10°) et +50 degrés (+50°). Le profil aérodynamique permet de la sorte d'obtenir une augmentation de son efficacité stabilisatrice de l'ordre de 30%, par 5 rapport aux profils aérodynamiques conventionnels utilisés pour des surfaces stabilisatrices. La présente invention a également pour objet une surface stabilisatrice destinée à un giravion, la surface stabilisatrice s'étendant selon une première direction en envergure d'une 10 première extrémité à une seconde extrémité et selon une seconde direction d'un bord d'attaque vers un bord de fuite. La surface stabilisatrice comporte des sections transversales successives définies respectivement par un profil aérodynamique, un ou plusieurs de ces profils aérodynamiques étant tels que 15 précédemment décrits. Dès lors, une telle surface stabilisatrice destinée à un giravion et dont une ou plusieurs sections transversales sont définies par un profil aérodynamique telle que précédemment décrit a, pour des dimensions identiques, des effets plus importants sur 20 la stabilisation du giravion qu'une surface stabilisatrice formée par des profils aérodynamiques conventionnels. De plus, une telle surface stabilisatrice destinée à un giravion et dont une ou plusieurs sections transversales sont définies par un profil aérodynamique telle que précédemment décrit peut voir 25 ses dimensions réduites afin de fournir les mêmes effets sur la stabilisation du giravion qu'une surface stabilisatrice formée par des profils aérodynamiques conventionnels. Dans ce cas, la bosse d'assiette du giravion lors des vols stationnaires et à basses vitesse d'avancement est avantageusement également réduite 30 significativement, ce qui facilite le pilotage du giravion lors de tels 14 vols stationnaires et à basses vitesse d'avancement ainsi que dans les phases de vols critiques telles que le décollage et l'atterrissage. La réduction des dimensions d'une surface stabilisatrice 5 comportant des sections transversales définies par un profil aérodynamique telle que précédemment décrit peut être de l'ordre de 30%, de même que la réduction de sa masse. En conséquence, le gain sur la bosse d'assiette généré par cette surface stabilisatrice est également de l'ordre de 30%. 10 Une surface stabilisatrice peut être définie par des sections transversales dont les profils aérodynamiques sont exclusivement tel que précédemment décrit. Cette surface stabilisatrice peut ainsi constituer une surface stabilisatrice en tangage du giravion. Cette surface stabilisatrice 15 peut également constituer une surface stabilisatrice en lacet du giravion. La présente invention a aussi pour objet un giravion comportant un fuselage, une poutre de queue, au moins un rotor principal et une installation motrice ainsi qu'au moins une surface 20 stabilisatrice telle que précédemment décrite. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : 25 la figure 1, un giravion, - la figure 2, une surface stabilisatrice, - la figure 3, un profil aérodynamique conventionnel, et - les figures 4 à 1 0 , des profils aérodynamiques selon l'invention. 15 Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. La figure 1 représente un giravion 20 comportant un fuselage 21, un rotor principal 22, deux demi-ailes 24 agencées de part et 5 d'autre du fuselage 21, une poutre de queue 25 et deux hélices d'avancement 23. Les deux hélices d'avancement 23 sont positionnées de part et d'autre du fuselage 21, respectivement à l'extrémité d'une demi-aile 24 et constituent également le dispositif anticouple du giravion 20. Le giravion 20 comporte aussi trois 10 surfaces stabilisatrices 1,27,28 positionnées à l'arrière de la poutre de queue 25 et formant respectivement un empennage 1,27 sensiblement horizontal et deux dérives 1,28 sensiblement verticales. Une surface stabilisatrice 1 pouvant constituer un empennage 15 27 ou bien une dérive 28 est représentée sur la figure 2, La surface stabilisatrice 1 s'étend selon une première direction X en envergure d'une première extrémité 3 à une seconde extrémité 4 et selon une seconde direction Y d'un bord d'attaque 5 vers un bord de fuite 6. La surface stabilisatrice 1 comporte des sections 20 transversales successives dans un plan transversal parallèle à la seconde direction Y, chaque section transversale étant définie par un profil aérodynamique 10 comportant notamment deux demi-profils 11,12, à savoir un demi-profil d'extrados 11 et un demi-profil d'intrados 12. Les profils aérodynamiques 10 constituant la surface 25 stabilisatrice 1 peuvent être identiques pour toutes les sections transversales ou bien différents selon ces sections transversales. Chaque profil aérodynamique 10 est notamment caractérisé par une corde c entre le bord d'attaque 5 et le bord de fuite 6, par une épaisseur maximale t entre le demi-profil d'extrados 11 et le 30 demi-profil d'intrados 12 mesurée perpendiculairement à la ligne de cambrure du profil aérodynamique 10, et par une épaisseur 16 relative t/c égale au rapport de l'épaisseur maximale t par la corde c. La figure 3 représente un profil aérodynamique conventionnel 30 utilisé habituellement pour les surfaces stabilisatrices d'un 5 giravion et les figures 4 à 10, représentent des profils aérodynamiques 10 selon l'invention. Ces profils aérodynamiques conventionnels 30 ou bien selon l'invention 10 sont représentés dans un repère (U,V) attaché à chacun de ces profils aérodynamiques 10,30 et défini par les directions de leurs cordes c 10 et de leurs épaisseurs maximales t. Une unité de l'axe des abscisses U et de l'axe des ordonnées V est égale à la corde c de chaque profil aérodynamique 10,30. Dans ce repère (U,V), les bords d'attaque 5,35 de chacun de ces profils aérodynamiques 10,30 ont comme coordonnées (0,0) et leurs bords de fuite 6,36 ont 15 une abscisse égale à 1. Le profil aérodynamique conventionnel 30 représenté sur la figure 3 est un profil aérodynamique de type « GAW » dont l'épaisseur relative est principalement comprise entre 0.12 et 0.17. Un tel profil aérodynamique conventionnel 30 a été développé pour 20 l'aviation générale, principalement pour les ailes d'avions volants à basses vitesses, typiquement entre Mach 0.3 à Mach 0.6, le nombre de Mach étant le rapport de la vitesse locale d'un fluide par la vitesse du son dans ce fluide. Les objectifs de ce profil aérodynamique conventionnel 30 est d'augmenter la portance 25 aérodynamique qu'il génère et de diminuer sa traînée aérodynamique. Ce profil aérodynamique conventionnel 30 comporte un bord d'attaque 35 arrondi et un bord de fuite 36 effilé. Le profil d'extrados 31 de ce profil aérodynamique conventionnel 30 30 comporte un seul extremum local, à savoir un maximum local El, et 17 son profil d'intrados 32 comporte un seul extremum local, à savoir un minimum local E2. Ce profil aérodynamique conventionnel 30 a un gradient de portance (Cza)0 de l'ordre de 0.1. Trois variantes du profil aérodynamique 10 selon l'invention 5 sont représentées sur les figures 4 à 10. De façon commune à ces trois variantes, le profil aérodynamique 10 comporte une épaisseur relative t/c supérieure ou égale à 0.15, un bord de fuite 6 tronqué de sorte que la hauteur h de ce bord de fuite 6 est supérieure ou égale à 0.05.c et au moins un des deux demi-profils 11,12 est 10 formé par une première courbe convexe 13,14 et une seconde courbe concave 15,16. Le bord de fuite 6 tronqué implique la présence d'un bord de fuite 6 formé par une face arrière plane ou culot, de préférence sensiblement verticale. Le demi-profil 11,12 comportant la première courbe convexe 15 13,14 et la seconde courbe concave 15,16 possède ainsi deux points d'extrema locaux A,B ayant une dérivée nulle ainsi qu'un point d'inflexion I situé entre ces deux extrema A,B. La première courbe convexe 13,14 est située entre le bord d'attaque 5 et le point d'inflexion I, et la seconde courbe concave 15,16 est située 20 entre le point d'inflexion I et le bord de fuite 6. Pour la première variante du profil aérodynamique 10 selon l'invention représentée sur les figures 4 à 6, le demi-profil d'extrados 11 comporte la première courbe convexe 13 et la seconde courbe concave 15 alors que le demi-profil d'intrados 12 25 comporte une courbe uniquement convexe. En conséquence, le premier point d'extremum local A de la première courbe convexe 13 est un maximum local et le second point d'extremum local B de la seconde courbe concave 15 est un minimum local. Pour la deuxième variante du profil aérodynamique 10 selon 30 l'invention représentée sur les figures 7 à 9, le demi-profil 18 d'intrados 12 comporte la première courbe convexe 14 et la seconde courbe concavel 5 alors que le demi-profil d'extrados 11 comporte une courbe uniquement convexe. Dans ce cas, le premier point d'extremum local A de la première courbe convexe 14 est un minimum local et le second point d'extremum local B de la seconde courbe concave 16 est un maximum local. Enfin, pour la troisième variante du profil aérodynamique 10 selon l'invention représentée sur la figure 10, les deux demi-profils d'extrados 11 et d'intrados 12 comportent simultanément et 10 indépendamment une première courbe convexe 13,14 et une seconde courbe concave 15,16. Le demi-profil d'extrados 11 comporte un premier point d'extremum local Al de la première courbe convexe 13 qui est un maximum local et un second point d'extremum local B1 de la seconde courbe concave 15 qui est un 15 minimum local alors que le demi-profil d'intrados 12 comporte un premier point d'extremum local A2 de la première courbe convexe 14 qui est un minimum local et un second point d'extremum local B2 de la seconde courbe concave 16 qui est un maximum local. La présence de la seconde courbe concave 15 sur le demi- 20 profil d'extrados 11 du profil aérodynamique 10 selon la première variante représentée sur les figures 4 à 6 permet, sous des angles d'incidence de décrochage local de provoquer un décollement de l'écoulement d'air balayant le profil aérodynamique 10 sur la seconde courbe concave 15, et en particulier à partir du point 25 d'inflexion I alors que cet écoulement d'air balaye la première courbe convexe 13 en restant tangent au profil aérodynamique 10. Ce décollement de l'écoulement d'air sur la seconde courbe concave 15 entraîne un décrochage aérodynamique local de l'écoulement d'air qui s'accompagne d'une baisse de la force 30 aérodynamique généré par ce profil aérodynamique 10 sans provoquer une baisse brutale de cette force aérodynamique. 19 Une variation de l'angle d'incidence de l'écoulement d'air balayant le profil aérodynamique 10 provoque une modification de l'intensité de ce décrochage aérodynamique local, voire sa disparition et, en conséquence, des variations significatives de 5 l'intensité de la force aérodynamique générée par ce profil aérodynamique 10. La présence de la seconde courbe concave 15 sur le demi-profil d'extrados 11 du profil aérodynamique 10 et, par suite, du décrochage aérodynamique local sur la seconde courbe concave 15, contribue à une efficacité stabilisatrice importante du 10 profil aérodynamique 10, en relation avec le gradient de portance Cza correspondant à la variation de la force aérodynamique générée par un profil aérodynamique en fonction de l'angle d'incidence. Ce décrochage aérodynamique local est avantageusement progressif lors de la variation de l'angle 15 d'incidence du profil aérodynamique 10 et peut de fait être contrôlé avec l'évolution de cet angle d'incidence. Les formes du demi-profil d'extrados 11 et du demi-profil d'intrados 12 du profil aérodynamique 10 selon la première variante représentée sur les figures 4 à 6 génèrent, sous un 20 écoulement d'air balayant le profil aérodynamique 10 de son bord d'attaque 5 vers son bord de fuite 6, l'apparition d'une force aérodynamique orientée principalement selon la direction négative des ordonnées du repère (U,V) et dénommée « déportance ». Les figures 4 à 6 représentent trois exemples de profils 25 aérodynamiques 10 avec des caractéristiques différentes, au niveau par exemple de leurs épaisseurs relatives t/c significatives, de culots de bords de fuite de hauteurs différentes et des positions des extrema des premières courbes convexes 13 et des secondes courbes concaves 15. L'épaisseur relative t/c du profil 30 aérodynamique 10 selon l'invention peut être comprise entre 0.15 et 0.35 et la hauteur h du culot du bord de fuite 6 est comprise 20 entre 0.05.c et 0.20.c. Par rapport à une corde unitaire, le premier extremum local A de la première courbe convexe 13 a une abscisse comprise entre 0.2 et 0.7 et le second extremum local B de la seconde courbe concave a une abscisse comprise entre 0.4 et 0.9, 5 alors que son ordonnée est comprise entre -0.1 et 0.1. De plus, la première pente du demi-profil d'extrados 11 est comprise entre 10° et -40° au niveau du point d'inflexion I et une seconde pente de ce demi-profil d'extrados 11, au niveau d'une jonction entre la seconde courbe concave 15 et le bord de fuite 6, est comprise 10 entre +10° et +50°. La présence de la seconde courbe concave 16 sur le demi-profil d'intrados 12 du profil aérodynamique 10 selon la deuxième variante représentée sur les figures 7 à 9 permet un comportement similaire aux profils aérodynamiques 10 selon la première variante 15 avec l'apparition d'un décrochage local sur la seconde courbe concave 16, et, par suite, une efficacité stabilisatrice importante du profil aérodynamique 10. Les formes des demi-profils d'extrados 11 et d'intrados 12 du profil aérodynamique 10 selon la deuxième variante représentée 20 sur les figures 7 à 9 génèrent, sous un écoulement balayant le profil aérodynamique de son bord d'attaque 5 vers son bord de fuite 6, l'apparition d'une force aérodynamique orientée principalement selon la direction positive des ordonnées du repère (U,V) et dénommée « portance ». Les plages de variations des 25 caractéristiques du profil aérodynamique 10 selon la deuxième variante sont identiques aux plages de variations des caractéristiques du profil aérodynamique 10 selon la première variante. La figure 10 représente un profil aérodynamique 10 selon la 30 troisième variante et dont le demi-profil d'extrados 11 et le demi- 21 profil d'intrados 12 comportent simultanément une première courbe convexe 13,14 et une seconde courbe concave 15,16. Les profils aérodynamiques 10 selon ces trois variantes permettent de former une surface stabilisatrice 1 destinée à un 5 giravion 20 et avec une efficacité stabilisatrice améliorée grâce à la présence d'une première courbe convexe 13,14 et d'une seconde courbe concave 15,16 sur au moins un des deux demi-profils 11,12 et du décrochage aérodynamique progressif et contrôlé de chaque seconde courbe concave 15,16. 10 Cette surface stabilisatrice 1 peut être un empennage 27 sensiblement horizontal ou bien une dérive 28. Cette surface stabilisatrice 1 provoque alors, pour des dimensions identiques, des effets plus importants sur la stabilisation du giravion 20 qu'une surface stabilisatrice formée par des profils aérodynamiques 15 conventionnels 30. Cette surface stabilisatrice 1 peut également voir ses dimensions réduites afin de fournir les mêmes effets sur la stabilisation sur le giravion 20 qu'une surface stabilisatrice formée par des profils aérodynamiques conventionnels 30 tout en 20 réduisant sa masse ainsi que la bosse d'assiette du giravion 20 lors des vols stationnaires et à basses vitesse d'avancement. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien 25 qu'il n'est pas concevable d'identifier REVENDICATIONS1. Profil aérodynamique (10) destiné à une surface stabilisatrice (1) d'un giravion (20), chaque profil aérodynamique (10) s'étendant d'un bord d'attaque (5) vers un bord de fuite (6) et étant défini par deux demi-profils (11,21) incluant un demi-profil d'extrados (11) et un demi-profil d'intrados (12), ledit profil aérodynamique (10) étant défini par une corde c entre ledit bord d'attaque (5) et ledit bord de fuite (6), par une épaisseur maximale t entre ledit demi-profil d'extrados (11) et ledit demi-profil d'intrados (12), et par une épaisseur relative t/c égale au rapport de ladite épaisseur maximale t par ladite corde c, caractérisé en ce que : -ladite épaisseur relative t/c dudit profil aérodynamique (10) est supérieure ou égale à 0.15, -ledit bord de fuite (6) est tronqué de sorte qu'une hauteur h dudit bord de fuite (6) est supérieure ou égale à 0.05.c et -au moins un desdits deux demi-profils (11,21) comporte une première courbe convexe (13,14) et une seconde courbe concave (15,16). 2. Profil aérodynamique (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que, dans un repère (U,V) attaché audit profil aérodynamique (10) et défini par les directions de ladite corde c et de ladite épaisseur maximale t, une unité de l'axe des abscisses (U) et de l'axe des ordonnées (V) étant égale à ladite corde c, ledit bord de fuite (6) ayant pour coordonnées (1,0) et ledit bord d'attaque (5) ayant une abscisse égale à 1 dans ledit repère (U,V), un premier extremum local (A) de ladite première courbe convexe (13,14) a une abscisse comprise entre 0.2 et 0.7 et un second extremum local (B) de ladite seconde courbe concave (15,16) a 23 une abscisse comprise entre 0.4 et 0.9, ladite abscisse dudit premier extremum local (A) étant strictement inférieure à ladite abscisse dudit second extremum local (B). 3. Profil aérodynamique (10) selon la revendication 2, 5 caractérisé en ce qu'une ordonnée dudit second extremum local (B) de ladite seconde courbe concave (15,16) est comprise entre -0.1 et 0.1. 4. Profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, 10 caractérisé en ce qu'une pente dudit demi-profil (11,21) comportant une première courbe convexe (13,14) et une seconde courbe concave (15,16) est comprise entre +10 degrés (+10°) et +50 degrés (+50°) au niveau d'une jonction entre ladite seconde courbe concave (15,16) et ledit bord de fuite (6). 15 5. Profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'une pente dudit demi-profil (11,21) comportant une première courbe convexe (13,14) et une seconde courbe concave (15,16) est comprise entre -10 degrés (-10°) et -40 degrés 20 (-40°) au niveau d'un point d'inflexion (I) entre ladite première courbe convexe (13,14) et ladite seconde courbe concave (15,16). 6. Profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite hauteur h dudit bord de fuite (6) est 25 comprise entre 0.05.c et 0.20.c. 7. Profil aérodynamique (10) selon la revendication 6, 24 caractérisé en ce que ladite hauteur h dudit bord de fuite (6) est comprise entre 0.05.c et 0.10.c. 8. Profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, 5 caractérisé en ce que ladite épaisseur relative t/c dudit profil aérodynamique (10) est comprise entre 0.15 et 0.35. 9. Profil aérodynamique (10) selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite épaisseur relative t/c dudit profil aérodynamique (10) est comprise entre 0.20 et 0.25. 10 10. Profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que ledit demi-profil d'extrados (11) comporte ladite première courbe convexe (13,14) et ladite seconde courbe concave (15,16). 15 11. Profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ledit demi-profil d'intrados (12) comporte ladite première courbe convexe (13,14) et ladite seconde courbe concave (15,16). 20 12.Surface stabilisatrice (1) destinée à un giravion (20), ladite surface stabilisatrice (1) s'étendant selon une première direction (X) en envergure d'une première extrémité (3) à une seconde extrémité (4) et selon une seconde direction (Y) d'un bord d'attaque (5) vers un bord de fuite (6), ladite surface stabilisatrice 25 (1) comportant des sections transversales successives, 25 caractérisée en ce qu'au moins une section transversale est définie par un profil aérodynamique (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 11. 13. Surface stabilisatrice (1) selon la revendication 12, 5 caractérisée en ce que chaque section transversale est définie par le même profil aérodynamique (10). 14. Surface stabilisatrice (1) selon l'une quelconque des revendications 12 à 13, caractérisée en ce que ladite surface stabilisatrice (1) est une 10 surface stabilisatrice en tangage (27). 15.Surface stabilisatrice (1) selon l'une quelconque des revendications 12 à 14, caractérisée en ce que ladite surface stabilisatrice (1) est une surface stabilisatrice en lacet (28). 15 16.Giravion (20) comportant un fuselage (21), une poutre de queue (25), au moins un rotor principal (22) et une installation motrice, caractérisé en ce que ledit giravion (20) comporte au moins une surface stabilisatrice (1,27,28) selon l'une quelconque des 20 revendications 12 à 15.