FR 3151572 A1 20250131 FR 2308138 A 20230727 L'invention décrit un avion subsonique sobre doté d'une voilure en tandem (7) avec deux ailes à très grand allongement, permettant à la fois une portance suffisante, une envergure limitée et un accueil favorable dans les aéroports, et de trois fuselages tubulaires (4), (5) et (6) accolés horizontalement et avec cabine commune, avec la disposition selon laquelle lesdits deux fuselages latéraux médians (4) et (6) sont, comparés audit fuselage central (5), plus courts de 50%, laquelle disposition fait partie, à contenance égale, d'une stratégie de limitation du poids dudit triple fuselage, lesdits deux fuselages latéraux médians (4) et (6) étant en retrait dudit fuselage central (5), un supplément de portance pouvant être acquis aussi par le profil de forme aérodynamique de ventre et de dos dudit triple fuselage, ledit avion bénéficiant finalement d'un arbitrage optimisé (aérodynamisme-contenance-poids-portance-encombrement) pour favoriser sa sobriété et pour limiter ses besoins de puissance propulsive et d'envergure.. Figure 9 Avion de transport civil subsonique avec une voilure en tandem et un fuselage triple coque ETAT DE L’ART A la fois pour diminuer la pression anthropique sur la planète, déjà dénoncée il y a trente et un ans au Sommet de Rio en 1992 avec la présence de 110 Chefs d'Etat, et dans le propre intérêt économique des compagnies aériennes, les avions de transport doivent dorénavant consommer le moins possible de carburants, et ce, impérativement. La sobriété des avions dépend en particulier de leur finesse, laquelle dépend du rapport Portance/Trainée. Lorsque l'avion prend de la vitesse, il voit grandir à la fois sa portance et sa traînée. L'amélioration de la Finesse de l'avion repose alors sur une augmentation de Portance supérieure à l'augmentation de Traînée. La Portance et le Rapport Portance/ Traînée peuvent être améliorés lorsque la voilure présente un profil de section d’aile répertoriée en NACA et lorsque les ailes ont un grand allongement et une grande envergure. A noter que les profils d'aile NACA sont des profils aérodynamiques pour les ailes d'avion développés par le National Advisory Comittee for Aeronautics aux Etats-Unis. Bien malheureusement, l'optimisation de ces profils utilise une vitesse de croisière de référence qui est Mach 0,85, alors que la sagesse environnementale, dès le sommet de Rio de 1992, aurait voulu que les avions de transport abaissent leur vitesse de croisière à Mach 0,7 pour économiser du carburant. Tout le contraire s'est passé. Quelques années après ledit Sommet de Rio en 1992, leur vitesse de croisière optimale est passée de Mach 0,75 à Mach 0,85. Ce fut et c'est toujours catastrophique pour les émissions de CO2. Le contraire, un passage de Mach 0,75 à Mach 0,7, aurait économisé pendant trente ans des quantités faramineuses d'émission de CO2 dans l'atmosphère. Il va sans dire que la présente invention d'un avion de transport a pris soin d'envisager la compatibilité avec une vitesse de croisière à Mach 0,7 en prévoyant l'usage corollaire d'une voilure sans flèche, comme c'est la cas du projet conjoint Nasa-Boeing dénommé Aurora D8, et évoqué ci-après . Pour en revenir à la portance, signalons qu'elle peut aussi être améliorée lorsque les ailes ont une incidence faiblement positive. Les lois de le l’aérodynamique et les interactions (flux d'air-structure) donnent une limite à la portance obtenue par l’incidence de la voilure. Un profil optimisé aérodynamiquement a, en premier lieu, la qualité de retarder la perte de laminarité de l'écoulement d'air au bord d'attaque pour faire place à un écoulement turbulent. Selon le profil et l'incidence, cet écoulement turbulent peut continuer à préserver l'attachement de la couche limite. Mais à de trop fortes incidences d'un profil déjà optimisé aérodynamiquement, un décrochement de la couche limite a lieu, dans lequel à la fois la qualité des turbulences crées au bord d'attaque se dégrade (elles ont tendance à se décoller du profil) et des surpressions du côté du bord de fuite remontent en direction du bord d'attaque. On assiste alors à des turbulences qui ne peuvent plus se ré-attacher au profil et à une dissipation de leur énergie, ce qui est défavorable à la portance. Trois effets favorisant la portance, l’effet issu des Lois de Bernoulli, l'effet issu des lois de Newton et de l’effet Coanda, ne sont alors plus suffisants pour porter l’avion . L’exemple des ailes volantes multicoques où le fuselage et la voilure sont fusionnés montre que la géométrie du fuselage peut elle aussi avoir un rôle à jouer dans la portance. Cf Bishara, Majeed, Peter Horst, Hinesh Madhusoodanan, Martin Brod, Benedikt Daum, and Raimund Rolfes. 2018. " A Structural DesignConcept for a Multi-Shell Blended Wing Body with Laminar Flow Control" Energies 11, no. 2: 383. Les ailes volantes multicoques sont emprisonnées dans un dilemme qui est le suivant: soit une partie significative des extrémités de leur voilure est caractérisée par une géométrie d'un grand allongement, et elles prennent une envergure démesurée par rapport à leur contenance, soit aucune partie de leur voilure n'a une géométrie à grand allongement, et leurs performances aérodynamiques sont pénalisées. Finalement, l'acceptation d'ailes volantes multicoques performantes dans les aéroports pose des problèmes de place et d'encombrement. A côté des projets multicoques, il existe des projets double coque, c'est à dire à 2 fuselages accolés. A noter que le chiffre 2 est un chiffre pair, impropre à une symétrie centrale qui permet d'opposer un fuselage central et des fuselages latéraux. Par exemple deux fuselages accolés ne peuvent être opposés pour une incidence différentielle, alors que c'est possible pour un fuselage central et deux fuselages centraux, trois au total, un chiffre impair. Le projet double coque conjoint de la NASA et de Boeing, dénommé Aurora D8, est basé sur deux fuselages accolés, et repose en partie sur l'idée que ce fuselage dit «double-bulle» ou « double-coque » pourrait contribuer à la fois à un gain de contenance et à un gain de portance de l'avion. A notre connaissance, la NASA et Boeing précisent comment s'effectue ce gain de contenance, et sembleraient constater un gain de portance dû au fuselage, mais ne précisent pas comment pourrait s'effectuer ce gain de portance. Certes, pour le projet Aurora D8, la NASA et Boeing constatent en soufflerie les effets des incidences selon les géométries des diverses formes du fuselage et de ses angles d'attaque . Un exemple d'étude de la NASA sur l'angle d'attaque du nez du fuselage du projet d'avion de transport Boeing D8 étudié en soufflerie et en simulation numérique est décrit . (Cf et page 27 du document: Brian Yutko, Neil Titchener, Christopher Courtin, Michael Lieu, Larry Wirsing, David Hall, John Tylko, Jeffrey Chambers, Thomas Roberts, Clint Church. Aurora Flight Sciences, A Boeing Company. DESIGN AND DEVELOPMENT OF THE D8 COMMERCIAL TRANSPORT CONCEPT. ICAS 2018, Belo Horizonte. Brazil.) Les caractéristiques générales du projet double coque conjoint de la NASA et de Boeing, Aurora D8, sont également évoquées à la page 13 du document AIRCRAFT AND TECHNOLOGY CONCEPTS FOR AN N+3 SUBSONIC TRANSPORT, PHASE 2 FINAL REPORT. A. Uranga, M. Drela, E.M. Greitzer, C. Casses, D.G. DiOrio, A.E. Espitia, A.D. Grasch, D.K. Hall, A.C. Huang, M.K. Lieu, S. Sato, N.M. Siu, C.S. Tan, N.A. Titchener, E. van Dam, Massachusetts Institute of Technology, Cambridge, Massachusetts J.S.- Hollman, D. Kordonowy, R.A. Opperman, J.T. Chambers, B.D. Smith, E. Pliakas, A. Cardona, S. Giblin, D.S. Campbell, Aurora Flight Sciences, Cambridge, Massachusetts - W.K. Lord, G.L. Suciu Pratt & Whitney, East Hartford, Connecticut . En fait, la communication et les publications concernant le le projet double coque conjoint de la NASA et de Boeing, Aurora D8, sont assez confuses. Il est difficile d'y distinguer les bénéfices cet avion double coque qui proviendraient de turboréacteurs participant à une ingestion active de couche limite (Boundary Layer Ingestion en Anglais), de ceux qui proviendraient de l'empennage en Pi et du bord de fuite d'un fuselage aplati voire élargi en queue, de ceux qui proviendraient du bénéfice obtenu par l'emploi de matériaux composites, et de ceux qui proviendraient de la forme du fuselage et de son nez qui aurait une capacité de portance, On croit comprendre qu'il y est seulement fait une relation entre le nez du fuselage et l'empennage en Pi, et qui concerne le moment de tangage, mais que la forme du nez elle-même n'a que peu d'importance sur la Portance de l'avion. Dans toutes ces études, la simulation numérique repose essentiellement sur les équations d'Euler et de Navier-Stokes, et sur les équations décrivant les interactions Fluide-Structure. L'Etat de l'Art des études de Mécanique des Fluides Numérique CFD (CFD pour Computational Fluid Dynamics) de contribution du fuselage à la portance et à la traînée a été décrite. Quand on parle du fuselage, on entend toutes ses parties: nez, tube, queue, karmans ou carénages de fusion entre le fuselage et la voilure, carénage de ventre pour train d'atterrissage. Ladite contribution du fuselage à la portance et à la traînée n'a été que partiellement décrite. On peut toutefois se référer en particulier aux publications: – Fabrizio Nicolosi, Pierluigi Della Vecchia, Danilo Ciliberti, Vincenzo Cusati. Fuselage aerodynamic prediction methods . Aerospace Science and Technology, volume 55, pages 332-343, 2016. – S. V. Rohani and A. Jahangirian . A Fast and Efficient Method for Multiobjective Aerodynamic Optimization of a Civil Aircraft Fuselage . Journal of Aerospace Engineering. Volume 35, Issue 6. 2022. – Aircraft Conceptual Design Practices and Case Studies .edited by Ideen Sadrehaghighi. CFD Open Series. Patch 2.55. On peut remarquer que la plus grande partie des travaux sur l'Aérodynamique en Aéronautique prend relativement aisément en compte les interactions ( flux d'air-composant de l'avion ), composant par composant -nez, tube, queue, aile(s), carénages-, mais caractérise plus difficilement les conflits de masse, de vitesse, de quantité de mouvement, de pression, de densité et de viscosité cinématique entre les différentes turbulences des différents composants de l'avion. Ce conflit entre les différentes turbulences de différentes origines est en sus complexifié par le profil des frictions des flux d'air sur les parois des différentes parties de l'avion. On peut cependant noter que les micro-processeurs graphiques (GPU en anglais pour Graphic Processor Unit) apportent un réel progrès dans les capacités des simulations numériques. Les tests dans les différents types de soufflerie (soufflerie continue, soufflerie cryogénique) sont un autre moyen d'appréhender ces conflits de turbulence et les résultantes de leurs effets sur la Portance et la Traînée, et sur le rapport Portance/ Traînée. Tant en simulation numérique qu'en soufflerie, ces tests sont effectués selon différentes conditions de géométrie et de vol: altitude, Nombre de Mach, température, angle d'attaque, Nombre de Reynolds pour un écoulement d'air sur un composant plus ou moins long, etc. L’invention décrit un avion de transport subsonique triple coque, doté de trois fuselages tubulaires (4), (5) et (6) accolés horizontalement, et rendus solidaires. Ledit fuselage (5) est central. Les deux fuselages (4) et (6) sont latéraux, identiques, plus courts, plus ou moins médians longitudinalement, ont une architecture de nez et une architecture de queue spécifiques, et apportent de la contenance en largeur plutôt qu'en longueur. La solution de contenance adoptée dans l'invention n'entraîne pas forcément une envergure démesurée comme dans les ailes volantes, car elle est compatible avec une voilure reposant sur les ailes en tandem avec deux ailes à très grand allongement, ce qui n’est pas le cas des ailes volantes multicoques. Il faut rappeler qu'une voilure reposant sur les ailes en tandem permet d'augmenter la portance sans augmenter l'envergure, sachant qu'une trop grande envergure pose des problèmes de place dans les aéroports, et que ces problèmes de place sont insolubles dans les Aéroports de l'Aviation Civile. L'invention comporte donc un avantage décisif par rapport aux ailes volantes multicoques (Blended Wing Body Aircrafts en Anglais) qui, aux contenances supérieures à 350 passagers, ne peuvent pas être dotées d'ailes à très grand allongement sans prendre une envergure démesurée, incompatible avec les contraintes de circulation dans les aéroports de l'Aviation Civile. Ensuite, l'invention propose aussi d’accorder auxdits fuselages latéraux (4) et (6) une incidence différentielle fixe relative spécifique, par exemple, en première approche, -1 degré, 0 degré, + 1 degré, par rapport audit fuselage central (5), à tester dans les différents types de soufflerie ou en simulation numérique, et selon différentes de géométries et conditions de vol (altitude, Nombre de Mach, température, Nombre de Reynolds) pour tenter d'améliorer le rapport Portance/Traînée. Plus précisément, selon l'invention, un avion de transport (1) comprend trois fuselages tubulaires (4), (5) et (6) aérodynamiques, accolés horizontalement et solidaires, à section partiellement circulaire ou elliptique, et à certains endroits pseudo-rectangulaire, dont ledit fuselage (5) est central et dont deux (4) et (6) sont annexes, plus courts, latéraux, identiques, plus ou moins médians longitudinalement, et apportent de la contenance, lesdits fuselages (4), (5) et (6) pouvant recevoir des carénages (84) et (86), et ayant chacun un nez aérodynamique , symétrique ou dissymétrique, dont le diamètre s'accroît rapidement avec la longueur, un tube central, et une queue dont le diamètre s'atténue avec la longueur. Le surplus de contenance apporté par lesdits fuselages latéraux (4) et (6) en largeur plutôt qu'en longueur, qui est compatible avec une voilure reposant sur deux ailes en tandem à grand allongement, et donc compatible avec les contraintes d'envergure dans les aéroports, peut être utilisé pour l'une ou l'autre des fonctions suivantes : – transport de passagers, – transport de bagages, – transport de marchandises – réservoir de carburant carboné, – réservoir d'hydrogène - réservoir d'ammoniac - équipements divers. Le texte de ce brevet utilise les désignations suivantes : Les nez aérodynamique s des trois fuselages (4), (5) et (6) sont respectivement dénommés (44), (45) et (46), identifiables par le chiffre de dizaine égal à 4. Les tubes centraux des trois fuselages (4), (5) et (6) sont respectivement dénommés (54), (55) et (56), identifiables par le chiffre de dizaine égal à 5. Les queues des trois fuselages (4), (5) et (6) sont respectivement dénommés (64), (65) et (66), identifiables par le chiffre de dizaine égal à 6. Les cadres de fuselages des trois fuselages (4), (5) et (6), partiellement circulaires ou partiellement elliptiques ou aplatis et pseudo-rectangulaires, sont respectivement dénommés (74), (75) et (76), identifiables par le chiffre de dizaine égal à 7 . Les carénages des trois fuselages (4), (5) et (6) sont respectivement dénommés (84), (85) et (86), identifiables par le chiffre de dizaine égal à 8. Les plans à profil aérodynamique raccordés aux des deux fuselages (4) et (6) sont respectivement dénommés (94) et (96), identifiables par le chiffre de dizaine égal à 9. La géométrie des trois fuselages (4), (5) et (6) est assurée en ajustant le diamètre, la section et la forme desdits cadres (74), (75) et (76). La solidarité des trois fuselages (4), (5) et (6) est assurée cadre par cadre, un cadre (75) se fixant - à sa droite et à sa gauche - à deux cadres (74) et (76) au moyen de éléments de fixation (99). En outre une peau (88) vient consolider le tout et adoucir l'aérodynamisme de l'avion de l'invention. . Selon l'invention, lesdits fuselages latéraux (4) et (6) sont plus courts que ledit fuselage central (5) pour, a contrario, favoriser la pénétration dans l'air de la partie centrale dudit avion de transport (1), cette disposition rappelant de nombreux oiseaux et ptérosaures fossiles considérés comme des planeurs efficaces. Selon une version de l'invention, la longueur relative desdits fuselages latéraux (4) et (6) est limitée à 50 % de la longueur dudit fuselage (5). Des longueurs relatives trop grandes desdits pourraient trop alourdir l'avion (1) de l'invention, en se rappelant que le poids se rattrape par la puissance et le nombre des turbo-réacteurs mais que, a contrario, limiter le nombre et la puissance de turbo-réacteurs reste un objectif pertinent sur le plan de la consommation en carburants. Selon une version de l'invention, les nez (44) et (64) des deux fuselages latéraux (4) et (6) sont conformés en cône plus ou moins oblique, c'est à dire en cône de révolution plus ou moins décentré. Selon une version de l'invention, les nez (44) et (64) des deux fuselages latéraux (4) et (6) sont conformés en forme de biseau plus ou moins aplati et plus ou moins dévié et décentré, une forme de biseau non dévié non décentré correspondant à la forme d'un nez de Trains à grande vitesse (TGV) . Corrélativement, les cadres (74) et (76) des nez (44) et (46) des fuselages latéraux (4) et (6) correspondants sont partiellement aplatis et pseudorectangulaires. Les nez (44) et (46) en cône oblique des fuselages latéraux (4) et (6) peuvent présenter un avantage en aérodynamisme. Les nez (44) et (46) en biseau des fuselages latéraux (4) et (6) peuvent présenter un avantage en contenance. Selon une version de l'invention, en solution de compromis, les biseaux des nez (44) et (46) des fuselages latéraux (4) et (6) sont fabriqués avec des cadres (74) et (76) pseudo-rectangulaires de plus en plus larges à partir de la partie avant. Selon une version de l'invention, les queues (64) et (66) des fuselages latéraux (4) et (6) ont une forme de cône plus ou moins oblique, c'est à dire à cône de révolution plus ou moins décentré. Selon une version de l'invention, les queues (64) et (66) des fuselages latéraux (4) et (6) ont une forme en biseau. Corrélativement, les cadres (74) et (76) des queues (64) et (66) des fuselages latéraux (4) et (6) correspondants sont partiellement aplatis et pseudorectangulaires. Comme pour les nez, les queues (64) et (66) en cône oblique peuvent présenter un avantage en aérodynamisme. Comme pour les nez, les queues (64) et (66) en biseau peuvent présenter un avantage en contenance. Selon une version de l'invention, en solution de compromis, les biseaux des queues (64) et (66) des fuselages latéraux (4) et (6) sont fabriqués avec des cadres (74) et (76) pseudo-rectangulaires de plus en plus étroits en progressant vers l'arrière. Selon une version de l'invention, les ancrages des ailes dudit avion de transport (1) sont aménagés sur ledit fuselage central (5). Selon une version de l'invention, les ancrages des ailes dudit avion de transport (1) sont aménagés sur lesdits fuselages latéraux (4) et (6). Selon une version de l'invention, les turbopropulseurs et/ou turbines couplées à des hélices non carénées/ou turboréacteurs sont attachés à ladite queue (65) dudit fuselage central (5). Selon une version de l'invention, les turbopropulseurs et/ou turbines couplées à des hélices non carénées et/ou turboréacteurs sont attachés audit tube central (55) dudit fuselage central (5). Selon une version de l'invention, les turbopropulseurs et/ou turbines couplées à des hélices non carénées et/ou turboréacteurs sont attachés aux ailes dudit avion (1) de l'invention, soit au-dessus, soit au-dessous d'elles. Selon une version de l'invention, les turbopropulseurs et/ou turbines couplées à des hélices non carénées et/ou turboréacteurs sont attachés à l'empennage. Selon une version de l'invention, l'avion de transport(1) de l'invention est doté au maximum de trois turboréacteurs, deux sous l'aile en position basse, et éventuellement un troisième en bout de queue en position centrale, avec, selon l'Etat de l'Art, une entrée d'air en position haute et une éjection des gaz en position basse. Selon une version de l'invention, l'avion de transport (1) comporte un fuselage central et quatre fuselages latéraux, soit 5 fuselages, le chiffre 5 étant un chiffre impair qui permet d'opposer un fuselage central et des fuselages latéraux, en particulier sur le plan de leur incidence fixe différentielle. Selon l'invention, pour créer une augmentation supplémentaire de portance et compenser l'augmentation de traînée occasionnée par la surface mouillée des deux fuselages latéraux (4) et (6), l'avion de transport(1) de l'invention est doté d'une voilure composée d'une aile de grande envergure à très grand allongement. Selon l'invention, pour créer une augmentation supplémentaire de portance et compenser l'augmentation de traînée occasionnée par la surface mouillée des deux fuselages latéraux (4) et (6), l'avion de transport(1) de l'invention est doté d'une voilure composée de deux ailes en tandem à très grand allongement, qui représente un type de voilure efficace en matière de traînée aérodynamique en même temps qu'elle est peu encombrante en largeur. Selon l'invention, avec le souci de minimiser au maximum la consommation de carburant( kérosène, et/ ou hydrogène et/ou ammoniac) en misant sur une vitesse de croisière de Mach 0,7 seulement, l'avion de transport(1) de l'invention est doté d'une voilure composée de deux ailes en tandem à très grand allongement et à flèche nulle. Selon l'invention, avec le souci séparer efficacement les traînées desdites deux ailes à très grand allongement, l'une des deux ailes est en position avant et au-dessus des trois fuselages (4), (5), et (6), et l'autre plus en arrière et en position plus basse avec un ancrage au niveau dudit fuselage central (5) ou desdits fuselages latéraux (4) et (6). La faible hauteur de l’aile arrière ménage néanmoins la possibilité de placer des turboréacteurs au-dessous d’elle. Selon l'invention, lesdits fuselages latéraux (4) et (6) ont une légère incidence fixe spécifique, différente ou égale à celle dudit fuselage central (5), désignée à incidence zéro en référence. Par exemple, en début d'investigation, -1 degré, 0 degré, + 1 degré peuvent être trois valeurs d'incidence fixe à tester pour lesdits fuselages latéraux (4) et (6). Des angles plus importants d'incidence différentielle fixe peuvent être envisagés ensuite, une fois les enseignements tirés de ces trois incidences différentielles fixes de départ, qui sont faibles en valeur absolue. Il faut noter que les masses d'air turbulentes issues de la pénétration dans l'air desdits fuselages latéraux (4) et (6) entrent en conflit avec les masses d'air turbulentes issues de la pénétration dans l'air dudit fuselage central (5), et la résultante de ces effets peut être neutre ou positive ou négative pour le rapport Portance/Traînée. En effet, ledit fuselage central (5) rappelle, chez les Oiseaux et les Ptérosaures en plein vol, l'enchaînement tête-cou-partie centrale du corps-queue-pattes , tandis que lesdits fuselages latéraux (4) et (6) rappellent les parties latérales du corps de ces créatures championnes dans l'Art de planer et dans l'Art de voler activement. De façon plus spécifique, ledit fuselage central (5) rappelle, chez les Ptérosaures géants en plein vol, l'enchaînement tête géante-cou-partie centrale-corps-queue-pattes , tandis que lesdits fuselages latéraux (4) et (6) rappellent les parties latérales du corps . Sur cet enchaînement, le corps du Ptérosaure est en position plus ou moins médiane longitudinalement. Les angles en plein vol de ces différentes différentes parties du corps sont une donnée essentielle pour tenter de comprendre comment les Ptérosaures acquièrent de la finesse de vol, sachant que les connaissances à ce sujet sont quasi-nulles. Il suffit pour s'en convaincre de consulter l'article de Wikipedia « Vol du Ptérosaure « pour le constater, puisque ledit article ne s'intéresse même pas au gigantisme de la tête de ces animaux fossiles. L'American Museum of Natural History raisonne différemment, mais l'auteur de la présente invention ne partage pas son avis. Selon l'American Museum of Natural History, les crânes géants des Ptéranodons sont pourvus d'un crête osseuse et d'excroissances cartilagineuses, ce qui est juste. Ledit American Museum of Natural History explique que l'on n'en connaît pas encore l'utilité exacte, mais que l'on suppose qu'elle pouvait servir de contrepoids au bec, ou d'attribut de séduction pour l'accouplement, ou encore de gouvernail de direction en vol. Il a également été avancé que les mâles étaient dotés de plus longues crêtes, mais cela reste à prouver car le sexe des animaux fossilisés est difficilement identifiable. Selon l'auteur de la présenteinvention, ces hypothèses semblent très fragiles, car elles s'éloignent de la caractéristique marquante des Ptérosaures géants: leur capacité de vol et leur capacité à supporter des charges alaires élevées. Il est certain que le gigantisme de Cryodrakon boreas, Quetzalcoatlus northropi, Hatzegopteryx thambema, Arambourgiana philadelphiae, et en particulier le gigantisme de leur tête, reste une énigme pour la communauté scientifique. Cependant, l'auteur de l'invention propose une explication plus crédible. Alors que l'American Museum of Natural History observe que, au cours de l'Evolution, le gigantisme de plus en plus notoire des Ptéranodons et de leur voilure ont été corrélés à leur capacité de charge alaire, et se sont accompagnés fidèlement de l'augmentation de la taille de leur crâne, de leur crête et de leur cou, ce qui juste, l'auteur de la présente invention fait remarquer que l'on ne sait rien des conflits de turbulences provenant à la fois et de leur tête géante- crâne, crête et cou compris -, de leur corps et de leurs ailes . L'auteur de l'invention fait aussi remarquer que les Oiseaux, eux, n'ont pas cette tête géante, ont en plein vol un alignement rectiligne tête-cou-partie centrale du corps-queue-pattes , et, en même temps, n'ont pas non plus les exceptionnelles capacités de charge alaire des Ptérosaures. Il faut cependant évoquer les angles ( tête géante-cou, tête géante-corps, cou-corps ), et ces angles sont, selon l'auteur de l'invention, la clé de l'énigme biophysique concernant la capacité de charge alaire exceptionnelle des Ptéranodons. En effet, l'auteur de l'invention préfère considérer que les têtes géantes des Ptéranodons sont des turbulateurs agissant en synergie avec les autres parties turbulatrices de cet animal volant. L'auteur de l'invention propose de créer le mot « Co-tubulateur » pour désigner un composant de l'architecture de l'avion dont le rôle est de créer des turbulences qui vont renter en conflit avec les turbulences des autres composants dudit avion. L'auteur de l'invention oppose l'observation d'une turbulence isolée, issue d'un seul objet, qui est un phénomène dispersif par nature, à l'observation de plusieurs turbulences issues de plusieurs objets ou d'objets à géométries spécifiques, qui peuvent converger et conduire à des phénomènes beaucoup moins dispersifs, voire à des re-convergences. Ainsi l'emploi d'un « C o-turbulateur » vise à créer un effet anti-dispersiif des turbulences capable de favoriser le rapport « Portance-Traînée ». L'auteur de l'invention note qu'à la marge de la présente innovation, où l'on recherche des conflits de turbulences de différentes parties d'un aéronef, et où l'on veut optimiser leurs effets conjoints, les retombées de l'invention, outre son apport dans le Transport Civil Aérien, créeront un cas d'aller-retour entre « physique expérimentale rétro-bio-explicative» et son contraire, le biomimétisme, et l'on pourra faire l'hypothèse du rôle des angles auxquels les Ptérosaures maintenaient respectivement leur tête géante et leur cou pour obtenir une finesse optimale. La revendication principale dans l'invention concerne un triple fuselage, dont deux fuselages latéraux plus courts, une solution offrant une compatibilité avec une voilure en tandem. Le problème posé dans l'invention en subsidiarité de la revendication principale, à savoir le résultat d'un conflit de turbulences, n'est pas classique dans l'Aéronautique, au moins à notre connaissance. Il s'agit dans la présente invention non seulement de tenter de minimiser les turbulences et la traînée, ce qui est classique, mais aussi, ce qui n'est pas classique, une fois les turbulences réduites au maximum, de tenter de récupérer l'énergie des différentes turbulences et de voir si les résultantes de leurs conflits dynamiques peuvent agir au profit du rapport Portance/Traînée et de la finesse de l'avion. Dans l'invention, la recherche de l'incidence fixe différentielle optimale des fuselages latéraux (4) et (6) s'effectue dans les différents types de soufflerie et en simulation numérique (CFD) avec microprocesseurs GPU. Les deux méthodes, soufflerie et simulation numérique, peuvent bénéficier d'un apprentissage numérique (Machine Learning en Anglais), où les résultats d'une expérience de soufflerie ou de simulation numérique façonnent numériquement les modalités de la suivante. Selon une version de l'invention, afin de fixer des nombres de Reynolds (Re) pour les tests visant la meilleure incidence fixe et la meilleure incidence différentielle fixe concernant l'avion de l'invention, la longueur relative desdits fuselages latéraux (4) et (6) est fixée à 50 % de la longueur dudit fuselage (5), car le nombre de Reynolds attribuable à chaque fuselage prend en compte la longueur de la surface mouillée, prise parallèlement à l'écoulement. En effet, l'effet aérodynamique desdits fuselages latéraux (4) et (6) pourrait être trop peu significatif pour des longueurs relatives trop faibles. Cette référence de longueur relative à (50 %) était déjà évoquée précédemment, mais comme longueur relative maximale et pour des raisons de poids. Il y était dit que des longueurs relatives trop élevées desdits fuselages latéraux (4) et (6), supérieures à 50 %, pourraient trop alourdir l'avion (1) de l'invention. A ce stade, pour passer de la longueur relative (50 %) desdits fuselages latéraux (4) et (6) à leur longueur absolue, il faut rappeler comment se calcule le nombre de Reynolds Re en fonction de la longueur d'écoulement du flux d'air. Le nombre de Reynolds Re est égal à V.L/u, V vitesse moyenne L longueur de référence de l'écoulement u viscosité cinématique du fluide En toutes lettres, on a Re = ((vitesse moyenne ) x ( longueur de référence)) / (viscosité cinématique du fluide) . Selon l'invention, deux longueurs absolues de l'avion de transport (1) de l'invention sont testées : – 30 mètres, une longueur qui correspond à la fourchette basse de longueur des avions monocouloir du marché, – 60 mètres, une longueur qui correspond à la fourchette basse de longueur des avions bicouloir du marché. Les fourchettes basses de longueur sont choisies parce que l'avion de transport (1) de l'invention a besoin d'une moindre longueur pour assurer la même contenance que les avions du marché. A ces longueurs, les nombres de Reynolds des avions de l'Aviation Civile oscillent entre 30 et 60 millions à une vitesse plus ou moins proche de leur vitesse de croisière. En conséquence, les nombres de Reynolds de référence pour les tests pour lesdits fuselages latéraux (4) et (6), qui correspondront respectivement à des longueurs de 15 et 30 mètres, oscilleront entre 15 et 30 millions. Dans les essais en soufflerie, si l'on utilise des maquettes au 1/18, il faut, pour référence, des nombres de Reynolds qui oscillent entre 1,87 et 3,3 millions pour ledit fuselage central (5), et entre 1,87 et 0,83 million pour lesdits fuselages latéraux (4) et (6). Ces modifications pourraient éloigner des valeurs réelles, mais les expérimentateurs prennent soin d'apporter des corrections d'expérimentation qui reposent sur une modification de la pression et de la température du fluide. De même, afin de déclencher et observer en bonne similarité le détachement de la couche limite, et selon l'Etat de l'Art des souffleries, les surfaces de la maquette de l'avion ont une rugosité artificielle, de sorte que l'écoulement est rendu aussi similaire que possible aux valeurs réelles. Selon une version de l'invention, la meilleure incidence fixe différentielle desdits fuselages latéraux (4) et (6), est bien entendu déterminée par des tests comparatifs dans les différents types de soufflerie en inclinant plus ou moins lesdits fuselages latéraux (4) et (6) sur la maquette en modèle réduit dudit avion de transport (1). Selon une version de l'invention, la meilleure incidence fixe différentielle desdits fuselages latéraux (4) et (6) est bien entendu déterminée par des simulations numériques où l'on fait légèrement varier l'angle d'incidence fixe desdits fuselages latéraux (4) et (6), relativement à celle dudit fuselage central (5). Selon une version de l'invention, le nez (45)du fuselage central (5) reçoit un composant additionnel dénommé ici « co-turbulateur » Ptérosauroïde (590), fixe ou orientable dans un plan vertical, qui vise à créer un effet anti-dispersif des turbulences, en particulier celles crées par lesdits fuselages latéraux (4) et (6), ledit effet anti-dispersif étant capable d'influencer la valeur du rapport «Portance-Traînée», une disposition inspirée de la tête et du cou géant des Ptéranodons à forte capacité de charge alaire. FIGURES La représente en vue de profil le fuselage central (5) avec un nez (45), un tube central (55), et une queue (65), ainsi que ledit fuselage latéral (6) situé à droite avec un nez (46), un tube central (56), et une queue (66). La représente en vue de face les nez (44), (45) et (46) respectivement des trois fuselages (4), (5) et (6), et montre que les nez (44) et (46) des deux fuselages latéraux (4) et (6) peuvent être conformés, comme en A, en cône plus ou moins oblique ou , comme en B, en forme de biseau plus ou moins aplati. La représente en vue de face une version de l'avion de transport (1) de l'invention reprenant les versions de nez (44) et (46) des deux fuselages latéraux (4) et (6) en forme de cône plus ou moins oblique ou en forme de biseau plus ou moins aplati. La montre en vue de face, et pour exemples non-limitatifs : en A : un avion de transport (1) de l'invention avec une seule aile ancrée sur les côtés des fuselages (5) et/ou (4) et (6). La motorisation repose sur deux moteurs sous la voilure. en B : un avion de transport (1) de l'invention avec deux ailes en tandem ancrées sur les côtés des fuselages (5) et/ou (4) et (6), l'une en position basse, l'autre en position haute. La motorisation repose sur deux moteurs sous la voilure. en C : un avion de transport (1) de l'invention avec deux ailes, l'un fixée au-dessus des fuselages (4, (5) et (6), et l'autre en position plus basse. La motorisation repose sur deux moteurs sous la voilure. en D : un avion de transport (1) de l'invention avec deux ailes, configurée comme en C. La motorisation repose sur deux turboréacteurs sous la voilure, ainsi que sur deux turbopropulseurs ou deux propfans en position arrière. La montre l'avion de l'invention en vue de dessus. La contenance des fuselages latéraux (4) et (6) peut être consacrée : en A, essentiellement à un espace cabine, accessoirement à des réservoirs, en B, pour moitié à un espace cabine, pour moitié à des réservoirs, en C, accessoirement à un espace cabine, essentiellement à des réservoirs, La montre en perspective les trois fuselages latéraux (4), (5) et (6) de l'invention, où les fuselages latéraux (4) et (6) ont des nez (44) et (46) en biseau. La reprend la avec en sus la représentation de deux carénages (84 et (86) situé à l'arrière des fuselages latéraux (4) et (6). La reprend la avec en sus la représentation d'une voilure de très grande envergure ancrée sur lesdits fuselages latéraux (4) et (6). Deux turbo-réacteurs sont attachés sous la voilure. La reprend la avec en sus la représentation d'une voilure en tandem de faible envergure, composée de deux ailes à très grand allongement, l'une en position avant et au-dessus des trois fuselages (4), (5), et (6), et l'autre en position plus basse avec un ancrage au niveau desdits deux fuselages (4)et (6), lesdites ailes ayant une flèche nulle ou très faiblement positive ; deux turboréacteurs sont ancrés sous l'aile arrière en position basse. La reprend la avec en sus deux turbo-propulseurs positionnés au niveau de l'empennage. La reprend la voilure en tandem des Figures 9 et 10, mais place deux turboréacteurs au niveau de de deux supports aréodynamiques latéraux (94) et (96). La montre en coupe une superstructure (88) entourant les trois fuselages (4), (5), et (6), ayant le double rôle de consolider l'accolement des trois fuselages (4), (5) et (6) au moyen des éléments de fixation (99), et d'améliorer l'aérodynamisme dudit avion de transport (1) de l'invention. La représente, en vue de dessous et en perspective, un ptérosaure géant. L'invention invite à les considérer avant tout comme des coturbulateurs. La représente en perspective un ptérosaure géant en plein vol. L'invention invite à considérer avant tout l'angle que la tête géante fait avec le corps pour assurer son rôle de co-turbulateur. La , comme la , représente en perspective un ptérosaure géant en plein vol. L'invention invite à considérer aussi les angles (t,a), (t,c) et (a,c), pour optimiser la résultante du confit des turbulences qui dépend en particulier, selon l'auteur de l'invention, de l’orientation du co-turbulateur (la tête géante), et de ses angles respectifs avec le cou et le corps du Ptérosaure. La représente de profil le fuselage central (5) et le fuselage latéral (6) dont l'incidence fixe est alignée sur la ligne a. La représente de profil le fuselage central (5) et le fuselage latéral (6) dont l'incidence fixe est alignée sur la ligne b. La et la sont à comparer. L'incidence fixe du fuselage (6) est supérieure dans la . La représente de profil le fuselage central (5) et le fuselage latéral (6) dont l'incidence fixe est alignée sur la ligne a. La représente de profil le fuselage central (5) et le fuselage latéral (6) dont l'incidence fixe est alignée sur la ligne b. La et la sont à comparer. L'incidence fixe du fuselage (6), différente dans la , peut être obtenue par l'emplacement spécifique des éléments de fixation (99) entre les cadres (75) du fuselage (5) et les cadres (76) du fuselage (6). La est identique à la : elle représente de profil le fuselage central (5) et le fuselage latéral (6) dont l'incidence fixe est alignée sur la ligne a. Mais elle montre aussi que l'avion (1) de l'invention peut comporter en sus un co-turbulateur pterosauroïde (590) situé sur le nez du fuselage central (5) et aligné sur la ligne t. La est identique à la : elle représente de profil le fuselage central (5) et le fuselage latéral (6) dont l'incidence fixe est alignée sur la ligne b. Mais elle montre aussi que l'avion (1) de l'invention peut comporter en sus un co-turbulateur pterosauroïde (590) situé sur le nez du fuselage central (5) et aligné sur la ligne t. La représente en vue de dessus l’avion de transport (1) de l’invention, pourvu d’une seule aile, et avec un fuselage central (5) dont le nez est pourvu d’un co-turbulateur (590). La représente en vue de dessus l’avion de transport (1) de l’invention, pourvu de deux ailes, et avec un fuselage central (5) dont le nez est pourvu d’un co-turbulateur (590). La reprend la d’un avion de transport (1) de l’invention pourvu d’une seule aile et d’un co-turbulateur (590), et compare sa vue de dessus et celle d’un Ptéranodon. La reprend la d’un avion de transport (1) de l’invention pourvu de deux ailes et d’un co-turbulateur (590), et compare sa vue de dessus et celle d’un Ptéranodon. Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, caractérisé en ce que sa structure associe une voilure en tandem (7) et un triple fuselage à trois fuselages fusionnés horizontalement et à cabine commune auxdits trois fuselages, à savoir un fuselage central (5), et deux fuselages latéraux médians (4) et (6) plus courts de 50%, la disposition selon laquelle lesdits deux fuselages latéraux médians (4) et (6) sont plus courts de 50% faisant partie d'une stratégie de limitation du poids intrinsèque dudit triple fuselage, ledit avion bénéficiant finalement d'un arbitrage optimisé (contenance-poids total-portance-encombrement) pour favoriser sa sobriété et limiter à la fois ses besoins de puissance propulsive et d'envergure. Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pour créer une augmentation supplémentaire de portance et compenser l'augmentation de traînée occasionnée par l’augmentation de surface mouillée des deux fuselages latéraux (4) et (6), ladite voilure en tandem (7) est composée de deux ailes à très grand allongement, ce qui finalement représente un type de voilure efficace en matière de finesse aérodynamique en même temps qu'elle est peu encombrante en largeur. Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon les revendications 1 et 2, caractérisé en ce que, avec le souci de séparer efficacement les traînées desdites de ladite voilure en tandem (7) , l'une des deux ailes est en position avant et au-dessus des trois fuselages (4), (5), et (6), et l'autre plus en arrière et en position plus basse avec un ancrage au niveau dudit fuselage central (5) ou desdits fuselages latéraux (4) et (6), Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon la revendication 3, caractérisé en ce que, avec le souci de faciliter la maintenance au sol, deux turboréacteurs de diamètre limité et donc de force propulsive limitée sont placés au-dessous de l’aile arrière de ladite voilure en tandem (7). Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’un supplément de portance est acquis non seulement par ladite voilure en tandem (7) mais aussi par les profils aérodynamiques de ventre et de dos desdits fuselage central (5) et fuselages latéraux (4) et (6). Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon la revendication 1, caractérisé en ce que, les nez (44) et (46) desdits fuselages latéraux (4) et (6) sont conformés en cône dévié. Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon la revendication 1, caractérisé en ce que, les nez (44) et (46) desdits fuselages latéraux (4) et (6) sont conformés en biseau. . Avion de transport civil subsonique sobre avec une voilure en tandem et un triple fuselage, selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits fuselages latéraux (4) et (6) ont un angle d’attaque fixe, mais légèrement différent de celui dudit fuselage central (5), soit légèrement supérieur, soit légèrement inférieur, le choix des valeurs d’angle d’attaque étant fixé en soufflerie.