La présente invention concerne généralement les dispositifs de régulation de couche limite pour aéronefs, et plus particulièrement un perfectionnement aux appareils d'émission d'air et aux structures d'injection faisant partie de ces dispositifs de régulation de couche limite. Les dispositifs de régulation de couche limite sont bien connus dans la technique antérieure pour améliorer ou conserver la portance procurée à une surface portante aérodynamique par l'écou- lement d'un fluide sur cette surface aérodynamique. Sans régulation de la couche limite, la séparation de la couche limite du fluide et de la surface portante aérodynamique se produit souvent dans certains cas, en diminuant la portance qui sinon serait disponible. En conséquence, les dispositifs de régulation de la couche limite ont pour rôle de limiter ou d'empêcher cette séparation de la couche limite en injectant un courant de fluide déterminé dans la couche limite, par exemple en dirigeant un courant de fluide déterminé le long de la surface portante aérodynamique dans la direction de lsécoulement du fluide. Les dispositifs de régulation de la couche limite s'appliquent tout particulièrement bien aux avions à décollage et atterrissage courts (ADAC). Ces dispositifs comportent d'ordinaire un certain nombre d'injecteurs d'air, par exemple un certain nombre de fentes ou d'éjecteurs, qui sont répartis transversalement le long de chaque aile devant une surface portante aérodynamique pour laquelle la régulation de la couche limite doit être réalisée. Par exemple, les injecteurs d'air peuvent injecter un courant d'air déterminé tangentiellement à la surface portante aérodynamique, les dimensions de chaque injecteur, ainsi que l'emplacement transversal et l'orientation des injecteurs, étant choisis de façon que l'air s'écoule transversalement le long de l'aile. Ces dispositifs de régulation de couche limite pour avions comportent également un appareil d'émission d'air pour fournir un courant d'air déterminé aux différents injecteurs. Typiquement, cet appareil d'émission d'air prend de l'air de purge à haute pression aux étages de compresseur des moteurs à réaction de l'avion et le fournit, par l'intermédiaire de soupapes et de conduits appropriés, aux différents injecteurs. Cet air de purge de moteurs à haute pression est favorable pour réduire au minimum l'aire des injecteurs pour que le régime de croisière de l'avion ne s'en ressente pas.Cependant, l'utilisation de-cet air de purge pose des problèmes lors de la conception, de la fabrication et du fonction- nement des dispositifs de régulation de couche limite Par exemple, la technique antérieure révèle des dispositifs de régulation de couche limite pour avions dans lesquels aussi bien les injecteurs que l'appareil d d'émission d'air sont fabriqués sous la forme d'une partie intégrante de la structure de l'aile.Etant donné que l'air de purge du moteur a une température relativement élevée par rap port à la température ambiante, on rencontre d'importantes contrain- tes thermiques entre les composants du dispositif de régulation de 9a couche limite et les autres éléments de la structure de l'aile, qui n'dont pas été suffisamment réduites au minimum par les modèles antérieurs les dispositifs antérieurs de régulation de la couche limite pour avions comportent également une structure dans laguelle les injecteurs d'air et/ou l'appareil d'émission d'air sont placés à l'extérieur de la structure de l'aile.Ces dispositifs réduisent au minimum les contraintes thermiques mais sont désavan tageux par rapport à ceux dans lesquels le dispositif de régulation de la couche limite est une partie intégrante de l' l'aile, dans la mesure où la structure externe introduit mie traînée aérodynamique et perd donc un grand nombre des avantages recherchés pour la régulation de la couche limite Enfin, les solutions apportées aux problèmes susmentionnés posés par les contraintes thermiques et par l'aérodynamisme, qui sont incorporées aux dispositifs de régulation de couche limite de la technique antérieure, ont pour résultat typique un appareil qui est coûteux à fabriquer et à installer Un grand nombre d'objectifs et d'avantages, qui seront perçus par l'homme de l'art, sont obtenus grosso modo, grace a nn dispo- sitif perfectionné de régulation de couche limite pour avions per- mettant d'injecter un courant d'air déterminé, qui est obtenu d'une source d'air réglable et dont la température et la pression sont nettement plus grandes que la température et la pression ambiantes dans une région de couche limite qui est adjacente à une surface portante aérodynamique de l'avion, depuis un certain nombre de points placés transversalement le long d'au moins une partie d'une surface ( dite " surface antérieure n ) d'un élément de l'avion qui est placée en avant de la surface portante aérodynamique, ledit dispositif comprenant a3 un moyen qui délimite une fente dans ladite surface anté- rieure, ladite fente étant dirigée transversalement le long de la surface antérieure et étant pratiquement délimitée par ladite partie de cette surface antérieure, d'où le courant d'air déterminé doit être injecté b) un certain nombre de manifolds longitudinaux pour acheminer l'air de sa source réglable à des points situés le long de la surface antérieure, chacun desdits manifolds ayant une extrémité intérieure ouverte et une extrémité extérieure ouverte c) un moyen de montage des différents manifolds l'un à la suite de l'autre transversalement dans ledit élément de 1 ' avion, ledit moyen de montage comportant un certain nombre de premiers supports, chacun desdits premiers supports maintenant, dans une position fixe, l'un desdits manifolds sur l1élément de l'avion à proximité d'une extrémité intérieure respective de ce manifold, et un certain nombre de seconds supports, chacun desdits seconds supports maintenant un desdits manifolds sur l'élément de l'avion à proximité dlune extrémité extérieure respective de ce manifold pour que chacun desdits manifolds puisse se dilater longitudinalement et donc dans une direction transversale le long de l'élément de l'avion d) un premier moyen reliant entre elles ladite extrémité intérieure de celui desdits manifolds qui se trouve le plus à l'intérieur et la source d'air réglable e) un certain nombre de seconds moyens reliant entre elles l'extrémité intérieure de chaque manifold extérieur successif et l'extrémité extérieure d'un manifold intérieur adjacent, chacun desdits seconds moyens pouvant se comprimer sous l'effet d'une dilatation longitudinale desdits manifolds f) un certain nombre de chambres sous pression d'éjecteur dirigées longitudinalement, au moins une desdites chambres sous pression étant associée à n manifold correspondant, chacune desdites chambres sous pression ayant une extrémité intérieure fermée et une extrémité extérieure fermée, et ayant en outre un élément de paroi antérieur dont la forme lui permet de s'adapter dans ladite fente et le long duquel sont pratiquées un certain nombre d'ouvertures disposées de façon à injecter de l'air dans la région de la couche limite, chacune desdites chambres sous pression ayant également une languette slperieure et une languette inférieure qui la longent longitudinalement de ladite extrémité intérieure à ladite extrémité extérieure g) un certain nombre qe troisième moyens reliant entre eux chaque chambre sous pression d'éjecteur et un manifold correspondant et supportant chaque chambre sous pression à partir de ce manifold correspondant, si bien que les différentes chambres sous pression d'éjecteur sont placées à l'intérieur de l'élément de l'avion et se font suite transversalement le long de celui-ci, chacun desdits troisièmes moyens comportant un premier et un second conduits d'alimentation qui sont respectivement placés à proximité de ladite extrémité intérieure et de ladite extrémité extérieure de chacune desdites chambres sous pression d'éjecteur , lesdits premier et second conduits d'alimentation étant capables de permettre un déplacement longitudinal relatif de ladite chambre sous pression d'éjecteur et de celui desdits manifolds gui lui correspond, chacun desdits troisièmes moyens comportant en outre un troisième conduit G Balimentation qui est placé entre lesdits premier et second conduits d'alimentation 7 et h) un moyen, à I'intérieur de l'élément de l'avion, qui délimite des rainures longitudinales supérieure et inférieure pratiquées respectivement au-dessus et au-dessous de ladite fente et toutes deux adjacentes à cette dernière, et recevant lesdites languettes supérieure et inférieure desdites chambres sous pression d'éjecteur pour permettre à ces dernières de se déplacer longitudinalement par rapport à l'élément de l'avion et pour maintenir ledit élément de paroi antérieur de chacune desdites chambres sous pression sensiblement au ras de la surface antérieure. Sur les planches de dessins annexées la figure 1 est une vue en perspective représentant un avion à décollage et atterrissage courts ( ADAC ) incorporant le dispositif perfectionné de régulation de couche limite selon la présente invention la figure 2 est un schéma du dispositif perfectionné de régulation de la couche limite ;; la figure 3 est une-vue en plan de dessus d'une structure de manifolds et de chambres sous pression d'éjecteur faisant partie de ce dispositif de régulation de la couche limite la figure 4 est une vue en perspective éclatée faisant apparaître la structure des manifolds et des chambres sous pression d'éjecteur, ainsi que les éléments de la structure de l'aile qui leur sont associés la figure 5 est une vue en coupe partielle d'un support coulissant utilisé pour le montage extérieur de la structure des manifolds et des chambres sous pression d'éjecteur sur la structure de l'aile la figure 6 est une vue en coupe partielle d'un support fixe utilisé pour le montage intérieur de la structure des manifolds et des chambres sous pression d'éjecteur sur la structure de l'aile la figure 7 est une première vue en coupe faisant apparaitre la structure des manifolds et des chambres sous pression d'éjecteur telle qu'elle est installée dans l'aile la figure 8 est une seconde vue en coupe faisant apparaître la structure des manifolds et des chambres sous pression d'éjecteur telle qu'elle est installée sur l'aile la figure 9 est une vue en perspective de devant de la structure de l'aile avec une partie arrachée pour faire apparaître l'agencement de la structure des manifolds et des chambres sous pression d'éjecteur à l'intérieur de l'aile la figure 10 est une vue en coupe d'une partie de la chambre sous pression d > éjecteur, faisant apparaître un injecteur ou un éjecteur type dans cette chambre la figure 11 est une vue en élévation de devant faisant apparaître l'installation de plaques d'étanchéité pour les chambres sous pression d'éjecteur adjacentes lorsqu'elles sont installées dans l'aile ; la figure 12 est une vue en coupe de la structure des plaques d'étanchéité de la figure 11 ; et la figure 13 est une vue en plan de dessus du bout de l'aile comportant une partie découpé partielle qui fait apparaître une extrémité extérieure du manifold utilisé pour dégivrer les injecteurs. La figure 1 représente un avion ADAC 20 qui comporte un premier et un second moteurs à réaction 22 et 24 qui sont placés sur et font saillie respectivement de l'aile gauche 23 et de l'aile droite 25 d'un fuselage 26, les moteurs 22 et 24 étant placé tout près du fuselage 26. A l'extérieur des moteurs 22 et 24, portés respectivement -par l'aile gauche 23 et l'aile droite 25,sont places un certain nombre de volets 27 et 28 de bord de fuite, ou volets Krueger, à cambrure variable.Ces volets 27 et 28 de bord d'attaque sont bien connus dans la technique antérieure et sont construits, dans le présent cas, en huit tronçons adjacents, dont chacun se loge normalement dans une cavité pratiquée dans la face inférieure de l'aile respective 23 ou 25,'et que l'on peut faire tourner de cette position rentrée, sur la commande du pilote ou d'une installa tion de commande automatique, à une position sortie ou déployée en avant du bord d'attaque de I1 aile respective1 comme le montre la figure 1.Comme ceci est également bien connu dans la technique, les volets de bord d'attaque tels que les volets 27 et 28 procurent une portance accrue aux faibles vitesses de l'air lorsqu'ils sont déployés, en déplaçant les points de stagnation de l'air vers l'avant des bords d'attaque des ailes 23 et 25. Dans les bords d'attaque des ailes 23 et 25 sont situés un certain nombre d'injecteurs 29 et 30 de régulation de couche limite, dont chacun est dirigé transversalement le long de l'aile respective 23 ou 25, du moteur à réaction associé 22 ou 24 au out d'aile correspondant, et dont chacun a une configuration telle qu'il dirige un courant d'air de régulation de la couche limite dans la direction de l'arrière le long d'une surface supérieure de l'aile correspondante 23 ou 25. La figure 2 représente sous forme schématique le dispositif perfectionné de régulation de la couche limite7 et plus particuliè- rement un appareil d'émission d'air pour envoyer l'air de régulation de la couche limite des moteurs à réaction 22 et 24 aux injecteurs respectifs 29 et 30. Sur la figure 2, le moteur à réaction 22 a un étage de compresseur à basse pression 22A et un étage de compresseur à haute pression 22B, ayant tous deux des liaisons accessibles pour l'air de purge De même, le moteur à réaction 24 a un étage de compresseur à basse pression 24A et un étage de compresseur à haute pression 24B. A titre d'exemple, les moteurs à réaction 22 et 24 peuvent être des moteurs General Electric du type CF6-50D. Pour de tels moteurs, les étages 22A et 24A peuvent former les huitièmes étages des compresseurs, tandis que les étages 22B et 24B peuvent former les quatorzièmes étages des compresseurs. Pour de tels moteurs, l'air de purge disponible est à une pression et une température relativement hautes par rapport à la pression et la température ambiantes. Les étages 22A et 24A sont reliés, par des clapets respectifs 31 et 32 et par des conduites associées, à de premières entrées d'éjecteurs de mélange 35 et 36, et les étages 22B et 24B sont reliés, par l'intermédiaire de clapets 33 et 34 et de conduites associées respectifs, à de secondes entres d'éjecteurs 35 et 36 de mélange. Les sorties des éjecteurs de mélange 35 et 36 sont reliées, par l'intermédiaire de clapets 37 et 38 et de conduites associées respectifs, à un conduit d'alimentation commun 39 pour le dispositif de régulation de la couche limite. Des circuits de commande appropriés, qui ne sont pas représentés et ne font pas partie de la présente invention, sont utilisés pour commander les clapets 33, 34, 37 et 38 pour fournir l'air de régulation de la couche limite au conduit d'alimentation commun 39 pendant les manoeuvres d'atterrissage et de décollage de 1' avion ADAC 20. Ainsi que l'on peut s'en rendre compte, l'air de régulation de la couche limite peut provenir de l'un ou des deux moteurs 22 et 24 par commande correspondante des clapets 37 et 38.Dans les manoeuvres types d'approche et de reprise d'altitude, les clapets 33, 34, 37 et 38 seront ouverts, en laissant ainsi arriver l'air de régulation de la couche limite de chacun des étages 22A, 24A, 22B et 24B, les éjecteurs 35 et 36 ayant pour rôle de mélanger les courants d'air provenant de leurs étages de compresseur respectifs. Dans une manoeuvre de décollage type et dans une manoeuvre d'atterrissage dans laquelle on utilise des inverseurs de poussée, les clapets 33 et 34 seront fermés, en ne permettant ainsi à l'air de régulation de la couche limite de n'arriver que des étages de compresseur 22A et 24A. Dans les cas ou l'un des moteurs 22 et 24, par exemple le moteur 24, ne fonctionne pas, le clapet 38 se ferme et le clapet 33 s'ouvre de façon à permettre à l'air de régulation de la couche limite d'arriver des deux étages 22A et 22B du moteur 22 qui fonctionne, au cours de toutes les manoeuvres. Tant que les clapets 33 et 34 sont ouverts, les clapets 31 et 32 ont pour rôle d'empêcher le reflux d'air à haute pression dans les étages de compresseur à basse pression 22A et 24A. Des essais menés avec un dispositif semblable à celui qui est représenté sur la figure 2 et faisant appel à des moteurs General Electric type CF6-50D ont indiqué que la pression et la température de l'air de régulation de la couche limite qui est envoyé dans le conduit d'alimentation commun 39 s'échelonnent d'environ 5,6 kg/cm2 à 3550C environ à 8,4 kg/cm2 environ à 4800C environ au cours des manoeuvres décrites. Le conduit d'alimentation commun 39 est relié, d'une part, à un premier de plusieurs manifolds 40. montés en série qui sont placés dans l'aile gauche 23 et, d'autre part, à un premier de plusieurs manifolds 41. montés en série qui sont placés dans l'aile droite 25. Un certain nombre de chambres sous pression d'éjecteur 42k sont reliées aux différents manifolds 40., et un certain nombre de chambres sous pression i'éjecteur 43k sont reliées aux différents manifolds 41i. Une partie de chacune des chambres sous pression 42k et 43k se trouve en fait dans les bords d'attaque des ailes 23 et 25 et comporte les différents injecteurs 29 et 30. Dans un prototype réel de l'invention, on a utilisé huit manifolds 40i et 41i, c'est-à-dire que l'indice i allait de 1 à 8, et deux chambres sous pression d'éjecteur 42k et 43k étaient associées à chaque manifold 40i et 41i, c'est-à-dire que l'indice k allait de 1 à 16. Les manifolds 40i et 41i qui sont placés le plus à l'extérieur se terminent par des venturis respectifs 44 et 45 aux bouts respectifs des ailes 23 et 25 de façon à former des sorties de purge pour l'air de régulation de la couche limite, en vue du dégivrage, comme cela sera décrit ci-après. La partie suivante de la description sera consacrée à la partie du dispositif de régulation de la couche limite qui est associée à l'aile 23, étant entendu que la partie du dispositif de régulation de la couche limite qui est associée à l'aile 24 est construite de manière similaire et symétrique. La figure 3 représente un manifold type 40i et deux chambres sous pression d'éjecteur associées 42k, étant entendu que les dimensions physiques spécifiques des manifolds 40. et des chambres sous pression 42k varient à mesure que l'on se déplace transversalement le long de l'aile 23 de façon que l'on a, compte tenu des dimensions et de l'espacement des injecteurs 29, un coefficient de soufflage à quantité de mouvement constante de l'air de régulation de la couche limite sur la surface supérieure de l'aile 23. Sur la figure 3, ainsi que sur les parties correspondantes des figures 4, 7, 8 et 9, le manifold 40. est représenté comprenant un conduit tubulaire allongé, en matériau métallique, ayant une première extrémité ou extrémité intérieure ( à droite de la figure 3 ) et une seconde extrémité ou extrémité extérieure ( à gauche de la figure 3 ). Des lèvres circonférentielles 46 et 47 sont prévues à la première extrémité et à la seconde extrémité du manifold 40., la lèvre 46 étant soudée ou fixée d'une autre manière à un soufflet 49 qui est lui-même soudé ou fixé d'une autre manière à la première extrémité du manifold 40i, et la lèvre 47 étant soudée ou fixée d'une autre manière à la seconde extrémité du manifold 40i.Les deux lèvres 46 et 47 sont conçues pour s'appliquer contre des lèvres correspondantes des manifolds adjacents 40i, si bien que les manifolds adjacents 40i peuvent être fixés l'un à l'autre par des pinces Marmon appropriées 48, ou bien par des pinces équivalentes, qui s'adaptent autour des lèvres 46 et 47.Le soufflet 49 peut être d'un type quelconque qui permet la dilatation et la contraction dans une direction parallèle à l'axe géométrique longitudinal du manifold 40i. Deux pattes intérieures 50 sont soudées ou fixées d'une autre maniere au manifold 40. en un point adjacent à la première extrémité, et deux pattes extérieures 51 sont soudées ou fixées d'une autre manière au manifold 40. en un point adjacent à sa seconde extrémité. Comme on le décrira, les pattes 50 et 51 ont pour rôle de permettre le support du manifold 40i par des éléments correspondants de la structure de l'aile.L'arrivée de l'air de régulation de la couche limite du manifold 40. à chaque chambre sous pression d'éjecteur 42k se fait par deux conduits d'alimentation 53 placés respectivement vers la première et la seconde extrémités de la chambre sous pression 42k/ et par un conduit d'alimentation 52 placé entre les conduits d'alimentation 53. Le conduit d'alimentation 52 a une forme générale tubulaire, est fait d'un matériau métallique, et est fixé à la chambre sous pression 42k et au manifold 40. par soudage ou d'une autre manière, des ouvertures correspondantes étant pratiquées dans la chambre sous pression 42k et dans le manifold 40. pour permettre le passage de l'air dans le conduit 52.Les conduits d'alimentation 53, d'autre part, comportent un soufflet métallique qui permet leur dilatation et leur contraction dans une direction transversale à leur axe géométrique longitudinal, chaque conduit d'alimentation 53 étant fixé de manière approprié, par soudage ou d'une autre façon, au manifold 40. et à la chambre sous pression 42k On se rendra compte que chaque chambre sous pression 42k peut donc avoir un mouvement de cisaillement par rapport au manifold 40. en des points éloignés du support relativement fixe formé entre eux par le conduit d'alimentation intermédiaire 52. La chambre sous pression 42k est fixée rigidement au manifold 40 par l'intermédiaire des liaisons formées par les conduits d'alimentation 52 et 53, mais un certain degré de déplacement de la chambre sous pression 42k par rapport au manifold 40i est possible dans une direction transversale à ses dimensions longitudinales. En conséquence, il est prévudeux attaches 54 qui sont fixées par leurs deux extrémités à des pattes correspondantes 54A ( figure 4 soudées ou fixées d'une autre manière à la chambre sous pression 42kit et qui passent autour des parties adjacentes du manifold 40.. Comme on peut le voir sur la figure 3, les extrémités respectives des chambres sous pression adjacentes 42k sont séparées par une petite distance de façon à permettre leur dilatation longitudinale. Une structure 55 de plaques d'étanchéité, qui est décrite plus en détail relativement aux figures 11 et 12, est prévue conjointement aux extrémités des chambres sous pression adjacentes 42k de façon à former un couvercle coulissant sur les extrémités séparées des chambres sous pression adjacentes 42k En se reportant plus particulièrement aux figures 4 à 9, on peut voir que l'aile 23 comporte une poutre antérieure 60 qui est dirigée transversalement le long de l'aile ( et à laquelle sont fixées un certain nombre de nervures de support de la structure de l'aile derrière le bord d'attaque ), et une poutre de support inférieure jointive 61 également dirigée transversalement. Un certain nombre de nervures supérieures 62 d'appui d'air et un nombre correspondant de nervures inférieures 63 d'appui d'air sont respectivement fixées à la poutre antérieure 60 et à la poutre de support 61 et sont séparées l'une de l'autre en des emplacements transversaux de leur longueur. Une surface supérieure de chacune des différentes nervures supérieures 62 d'appui d'air est en forme d'arc de cercle, et un panneau antérieur supérieur 66 en forme d'arc de cercle lui est assujetti. De meme, une surface inférieure de chacune des nervures inférieures 63 d'appui flair est en forme d'arc de cercle, et un panneau antérieur inférieur 67 en forme d'arc de cercle lui est assujetti.Après assemblage, celles des nervures 62 et des nervures 63 qui se correspondent sont alignées et sont reliées les unes aux autres par des attaches 68. Les panneaux antérieurs 66 et 67 sont de préférence faits d'un matériau de fibres de verre, en raison des hautes températures qui s'y créent du fait de la proximité des panneaux antérieurs 66 et 67 et de l'appareil d'émission de l'air de régulation de la couche limite. Dans un prototype réel de l'invention, ce matériau comprenait des feuilles intérieure et extérieure de resine époxy renforcée par des fibres de verre, contrecollées sur une âme en nid d'abeilles de n Nomex " ( marque déposée ) , des évidements étant prévus pour recevoir les nervures correspondantes 62 et 63 d'appui d'air.Après assemblage, on notera que la poutre antérieure 60, la poutre de support 61 et les panneaux anterieurs 66 et 67-forment une chambre dirigée transversalement dans le bord d'attaque de l'aile dans laquelle les manifolds 40 et les chambres sous pression associées 42, sont situés. On notera en outre qu'une K fente transversale ou longitudinale est créée entre les panneaux antérieurs supérieur et inférieur 66 et 67,par laquelle une surface des chambres sous pression 42k est dégagée. Des canaux de support intérieurs supérieur et inférieur 64A et 64B, et des canaux de support extérieurs supérieur et inférieur 65A et 65E sont prévus pour donner appui à chaque manifold 40i à partir de la structure de l'aile. Les canaux de support 64A et 64B sont respectivement fixés à la poutre antérieure 60 et à la poutre de support 61 et reçoivent deux pattes intérieures correspondantes 50, l'adaptation se faisant sans coulissement. Les canaux de support 65A et 65B sont respectivement fixés à la poutre antérieure 60 et à la poutre de support 61 et reçoivent deux pattes extérieures correspondantes 51, l'adaptation se faisant avec coulissement. Reportons-nous maintenant à la figure 5. Le canal de support 65A est traversé, dans une direction parallèle à la dimension longitudinale de la poutre antérieure 60, par une ouverture dans laquelle passe un coussinet cylindrique allongé 57. Pour fixer le manifold 40. au canal de support 65A, on enfile le coussinet 57 dans une ouverture correspondante de la patte extérieure 51 qui comporte en son milieu une surface d'appui amincie 51A se déplaçant sur la surface extérieure du coussinet 57 et au contact de cette dernière. Le joint coulissant est fixé par un boulon 59 dont la tige traverse le coussinet 57 et dont la tête porte sur une première branche du canalde support 65A. La tige du boulon 59 fait saillie au-delà dtune autre branche opposée du canal de support 65A, et un écrou 59A se visse sur cette tige.Au repos, le manifold 40. n'étant pas alimenté en air de régulation de la couche limite, la patte 51 reste dans la position qu'elle occupe sur la figure 5. Lorsque le manifold 40 est alimenté en air de régulation de la couche limite, la dilatation thermique du manifold 40. dans le sens longitudinal fait coulisser la patte 51 vers la gauche par dessus le coussinet 57. En outre1 l'aire relativement petite de contact frottant entre la patte 51 et le coussinet 57, formée par la surface d'appui 51A, permet ce déplacement même dans les cas où le manifold 40. et la patte 51 ne sont pas bien alignés, comme cela serait le cas lors de la flexion de l'aile 23. Sur la figure 6, la patte intérieure 51 est traversée par une ouverture dans laquelle passe un coussinet cylindrique allongé 56. Le canal de support 64A es' de même traversé par une ouverture dirigée parallèlement à la dimension longitudinale de la poutre antérieure 60. Un boulon 58 a sa tige qui traverse les ouvertures du canal de support 54A et du coussinet 56 pour compléter le support fixe, la tête du boulon 58 portant sur une première branche du canal de support 64A, et un écrou 58 se vissant sur une seconde extrémité du boulon 58 et portant contre une seconde branche du canal de support 64A. Le support coulissant et le support fixe qui sont formés par les pattes 51, 50 et par les canaux de support 65B et 64B sont semblables à ceux qui sont formés par les pattes 51 et 50 et par es canaux de support 65A et 64A. Chaque chambre sous pression d'éjecteur 42k ( figures 4,7,8 et 9 ; a en section droite une forme sensiblement rectangulaire, la première et la seconde extrémités de chaque chambre sous pression d'éecteur 42k étant fermées de telle sorte que flair n'y arrive que par les conduits d'alimentation 52 et 53, et que l'air n'en sort que par les différents injecteurs 29, qui seront décrits plus loin La chambre sous pression d'éjecteur 42k a un élément de paroi antérieur BO formant un demi-arc de cercle dont la dimension verticale est sensiblement égale à la distance qui sépare les panneaux antérieurs supérieur et inférieur 66 et 67 en délimitant la fente entre les deux.Comme le montrent le mieux les figures 7,8 et 9, l'élémént de paroi antérieur 80 est maintenu sensiblement au ras des surfaces extérieures respectives 69 et 70 des panneaux antérieurs supérieur et inférieur 66 et 67 par les structures de support de la chambre sous pression 42kZ comprenant les conduits d'alimentation 52 et 53 et les attaches 540 Pour permettre à chaque chambre sous pression 42k de se dilater ou se contracter transversalement par rapport au panneau antérieur adjacent 66 ou 67 et pour limiter en outre le débit d'air entre l'extérieur du bord d'attaque de l'aile 23 et la chambre qui ccntient l'appareil d'émission de l'air de régulation de la couche limite, chaque chambre sous pression d'éjecteur 42k comporte une languette supérieure 81 et une languette inférieure 82 qui sont disbgées longitudinalement le long de chaque surface supérieure et inférieure respective de la chambre sous pression 42k Une première rainure transversale est prévue pour recevoir la languette supérieure 81, cette rainure étant délimitée pa::r une entretoise longitudinale ou transversale 83 et par une plaque longitudinale ou transversale 84, qui sont fixées toutes deux par des éléments de fixation appropriés au panneau antérieur supérieur 66, en des points voisins de la fente de la chambre sous pression 42k De même, une seconde rainure transversale est prévue pour recevoir la languette inférieure 82, cette languette étant formée par une entretoise longitudinale ou transversale 85 et par une plaque longitudinale ou transversale 86, qui sont fixées toutes deux par des éléments de fixation appropriés au panneau antérieur inférieur 67 en des points voisins de la fente de la chambre sous pression 42k Dans l'élément de paroi antérieur 80 de la chambre sous pression d'éjecteur 42k se trouvent les différents injecteurs 29 dont chacun comprend, selon la figure 10, une entaille 80A dans la surface antérieure ou extérieure de l'élément de paroi antérieur 80, un trou 87 étant percé dans cette surface et sortant dans l'entaille 80A,si bien que l'air de régulation de la couche limite est dirigé sensiblement tangentiellement à une partie de la surface extérieure 80B au-dessus de l'entaille 80A Si l'on choisit de manière appropriée le nombre, la répartition transversale, et les dimensions des ouvertures 87, l'air de régulation de la couche limite en sort de façon à passer sur la partie supérieure de la surface extérieure 80B et donc sur la surface extérieure adjacente 69 du panneau antérieur supérieur 66, en réalisant la régulation de la couche limite. Comme le montrent le mieux les figures 8 et 9, un certain nombre de trous 60A sont percés dans la poutre antérieure 60 et sont placés transversalement le long de cette derniers de façon à relier la chambre, y compris l'appareil d 'émission de l'air de régulation de la couche limite, à l'air ambiant, de façon à éviter une mise sous pression excessive de cette chambre au cas où une fuite se produirait dans l'appareil d'émission d'air, et de façon à donner en outre accès à cet appareil d'émission d'air en vue de la fabrication, de la réparation et du contrôle. Avant que l'air de régulation de la couche limite soit introduit dans l'appareil d'émission d'air, sa structure se trouve à la température ambiante et n'est donc pas dilatée, comme sur les dessins. Au moment de l'introduction de flair de régulation de la couche limite, chaque manifold 40 subit une dilatation longitudinale.Etant donné que l'extrémité intérieure de chaque manifold 40i est fixée à la structure de l'aile par le support fixe formé par les deux pattes 50 et par les panneaux de support 64A et 64B, on voit qu'une dilatation se produit aux points situés à ltextérieur du support fixe, l'extrémité extérieure du manifold 40 se déplaçant longitudinalement vers l'extérieur par rapport à la structure de l'aile à proximité de celle-ci, et la dilatation longitudinale étant absorbée par la compression du soufflet 49 sur le manifold extérieur adjacent 40i. Dans un prototype réel de l'invention, chaque manifold 40, avait environ 1,80 m de long et on a constaté qu'il se dilatait longitudinalement d'environ 1,3 cm entre la température ambiante et 4800C. Au cours de cette dilatation, les chambres sous pression d'éjecteur 42k associées à chaque manifold 4 1 se déplacent elles aussi longitudinalement en raison des liaisons fixes formées par les conduits d'alimentation intermédiaires 52. Par suite, les languettes 81 et 82 coulissent dans les rainures des panneaux antérieurs 66 et 67 formes respectivement par l'entretoise 83 et la plaque 84, et par l'entretoise 85 et la plaque 86.Lors de ce déplacement, l'espace libre existant normalement entre les extrémités des chambres sous pression d'éjecteur 42k associées à un manifold 40. et des chambres sous pression d'éjecteur 42k associées aux manifolds 40 intérieur et extérieur adjacents est sensiblement fermé ( ou bien est réduit dans une mesure correspondant sensiblement à la dilatation longitudinale de chaque manifold 40i ). Chaque chambre sous pression d'éjecteur 42k subit une dilatation longitudinale très faible par rapport à son manifold correspondant 40i, et cette dilatation est absorbée par le soufflet dans les conduits d'alimentation 53. La structure 55 des plaques d'étanchéité est le mieux représentée sur les figures Il et 12 et comporte une plaque supérieure 90 et une plaque inférieure 9i, dont une extrémité de chacune est soudée ou fixée d'une autre manière à des parties respectives de la surface extérieure 8013 de l'élément de paroi antérieur 80 audessus et au-dessous'de l'entaille 80A et à I'extrémité extérieure de chaque chambre sous pression d'éjecteur 42k. Une seconde extrémité, ou extrémité extérieure, des plaques 90 et 91 surmonte respec vivement l'extrémité intérieure adjacente de la chambre sous pression d'éjecteur adjacente 42K, A la fabrication, on fait en sorte que les extrémités des plaques 90 et 91 se trouvent sensiblement au ras des surfaces adjacentes des panneaux antérieurs 66 et 67.A l'intérieur de la chambre d'aile, un joint d'étanchéité souple 92 s'adapte par dessus les extrémités extérieure et intérieure des chambres sous pression 42k adjacentes. Un élément métallique supérieur 93 de retenue de joint d'étanchéité, en forme de L, et un élément métallique inférieur 94 de retenue de joint d'étanchéité, également en forme de L, sont de meme placés en travers des chambres sous pression 42k adjacentes, l'élément de retenue supérieur 93 et l'extrémité supérieure du joint d'étanchéité 92 étant fixés au panneau antérieur supérieur 66 par les mêmes éléments de fixation qui servent à lui fixer les entretoises 83 et la plaque 84, l'élé- ment de retenue inférieur 93 et l'extrémité inférieure du joint d'étanchéIté 92 etant fixés au panneau antérieur inférieur 67 par les mêmes éléments de fixation qui servent à lui fixer l'entretoise 85 et la plaque 86. De la sorte, le débit d'air dans l'espace libre entre les chambres sous pression adjacentes 42k est limité à celui qui passe entre les plaques 90 et 91, et même ce dernier est arrêté par le joint d'étanchéité sous-jacent 92. Au cours de la dilatation de l'appareil d'émission d'air, l'espace libre entre les chambres sous pression adjacentes 42k de la figure 11 est pratiquement fermé, les plaques 90 et 91 coulissant vers la droite et l'espace libre entre les plaques 90 et 91 étant ménagé pour permettre à l'air de régulation de la couche limite de continuer à sortir de ceux des injecteurs 29 qui se trouvent dans la chambre sous pression 42k extérieure ( c'est-à-dire celle qui se trouve à droite sur la figure 11 ), à proximité des plaques 90 et 91 Dans les conditions de fonctionnement défavorables, lorsqu'un nombre important des ouvertures 87 qui forment les différents Injecteurs 29 sont obstruées par le givre, le dispositif de régulation de la couche limite ne pourrait fonctionner.En conséquence, il est prévu, selon 1 invention, une structure de venturi 44 { figure 13 ) pour dégivrer les différents injecteurs 29. Un conduit 96 a sur une première extrémité, ou extrémité intérieure, une lèvre circonférentielle 97 qui est complémentaire de et est réunie à la lèvre correspondante 47 de l'extrémité extérieure de celui des manifolds 40. qui se trouve le plus à l'extérieur, par une pince Marmon 97. Le conduit 96 présente à son extrémité extérieure une partie de transition 96A dont le diamètre diminue pour se terminer par un conduit sensiblement cylindrique 96B qui se loge et est port, de manière à pouvoir coulisser, par une bride 98 à ouvertures qui est fixée à une nervure 99 de bout d'aile extérieur, une ouverture étant pratiquée dans la nervure 99 dans le prolongement de l'ouverture de la bride 98 et donc dans le prolongement de lsinte rieur du conduit 96B.En service normal, la partie de transition 96A et le conduit 96B jouent le rôle d'un venturi pour que la chute de pression dans ces deux éléments limite la quantité d'air de régulation de la couche limite qui les alimente Cependant, lorsque l'air de régulation de la couche limite ne peut arriver à un nombre important des injecteurs 29 sous l'effet du givre, une quantité importante d'air de régulation de ia couche limite passe dans le conduit 96, la partie de transition 96A et le conduit 96B, et donc dans l'atmosphère, si bien que les différents manifolds 40i peuvent être chauffés pour chauffer en conséquence les chambres sous pression d'éjecteur 42k, reliées entre elles de façon à dégivrer les injecteurs bouchés 29. Dans un prototype réel de l'invention, on a constaté que les matériaux énumérés ci-dessous permettaient un fonctionnement acceptable du dispositif de régulation de la couche limite dans les intervalles de température et de pression déjà décrits, tout en facilitant cependant la fabrication et l'assemblage du dispositif. TA13LEAU I Elément Matériau Conduit d'alimentation 39 Acier CRES 321 ou 347 Manifolds 40i, 41. Chambres sous pression 42kir 43k Levures 46 et 47 Acier Inconel Soufflet 49 Acier CRES 321 ou 347 pattes 50 et 51 Conduits. d'alimentation 52 Conduits d'alimentation 53 Acier Inconel Attaches 54 Acier CRES 321 ou 347 Pattes 54A Plaques d'étanchéité 55 Coussinets 5e et 57 Acier passivé 17-4PH Boulons et écrous 58 Acier A286 Poutre antérieure 60 Aluminium 2024 Nervures de support 61 Aluminium 7075 Nervures d'appui d'air 62 et 63 Aluminium 2024 Canaux de support 64, 64A,65 et 65A Panneaux antérieurs 66 et 67 Fibres de verre en nid d'abeilles Attaches 68 Aluminium 2024 Entretoises 83 et 85 Titane Plaques 84 et 86 Elément Matériau Plaques 90 et 91 Acier CRES 321 ou 347 Joints d'étanchéité 92 Caoutchouc de silicone renforcé de fibres de verre Eléments de retenue 93 et 94 Aluminium 2024 Conduit 96 Acier CRES 321 ou 347 Lèvre 97 Acier Inconel Bride 98 Acier CRES 321 ou 347 Nervure 99 de bout d'aile Aluminium 2024 L'invention a été décrite dans sa forme de réalisation préférée, mais il doit aller de soi pour l'homme de l'art qu'elle ne se limite pas à cette forme de réalisation, mais que son champ d'application n'est limité que par les revendications ci-jointes. Par exemple, le nombre précis i des manifolds 40. et 41. est I i choisi de préférence en fonction de la facilité de fabrication des manifolds 40i et 41i et en fonction de la dilatation qui peut être absorbée par le soufflet 49. Théoriquement, on pourrait utiliser un seul manifold mais un tel manifold subirait, dans les exemples décrits, une dilatation de 10 cm environ à son extrémité extérieure. De même, deux chambres sous pression d'éjecteur 42k et 43k sont associées à chaque manifold 40i et 41i, surtout pour permettre la fabrication de ces chambres sous pression sous la forme de segments rectilignes qui, à l'assemblage, se rapprochent des bords d'attaque incurvés transversalement des ailes 23 et 25. REVENDICATIONS 1. Dispositif perfectionné de régulation de couche limite pour aéronefs, permettant d'injecter un courant d'air déterminé, dont la température et la pression sont sensiblement plus grandes que la température et la pression ambiantes et qui provient d'une source d'air réglable, dans une région de couche limite adjacente à une surface portante aérodynamique de l'aéronef, depuis un certain nombre de points répartis transversalement le long d'au moins une partie d'une surface antérieure d'un element de l'aéronef, en avant de la surface portante aérodynamique, caractérisé en ce qu'il comprend a) un moyen délimitant une fente dans la surface antérieure, ladite fente étant dirigée transversalement le long de la surface anérieure et ayant sensiblement la même étendue que ladite partie de la surface antérieure d'où ledit courant d1air déterminé doit être injecté b) un certain nombre de manifolds longitudinaux pour acheminer l'air de sa source réglable à des points situés le long de la surface antérieure, chacun desdits manifolds ayant une extrémité intérieure ouverte et une extrémité extérieure ouverte c) un moyen de montage desdits manifolds transversalement à la suite l'un de l'autre à l'interieur dudit élément de l1aéronef, ledit moyen de montage comportant un certain nombre de premiers supports, chacun desdits premiers supports assujettissant, dans une position fixe, un desdits manifolds à l'élément de l'aéronef à proximité d'une extrémité intérieure respective dudit manifold, et un certain nombre de seconds supports, chacun desdits seconds supports assujettissant un desdits manifolds à l'élément de l'aéronef à proximité d'une extrémité extérieure respective dudit manifold de telle sorte que chacun desdits manifolds peut se dilater longitudinalement et donc dans une direction transversale le long de l'élément de l'aéronef d) un premier moyen reliant ladite extrémité intérieure de celui desdits manifolds qui se trouve le plus à l'intérieur à la source d air reglable e) un certain nombre de seconds moyens reliant l1extrémité intérieure de chaque manifold extérieur successif à l'extrémité extérieure d'un manifold intérieur adjacent, chacun desdits seconds moyens pouvant se comprimer sous l'effet de la dilatation longitudinale desdits manifolds f) un certain nombre de chambres sous pression d'éjecteur dirigées longitudinalement, au moins une desdites chambres sous pression étant associée à un desdits manifolds, qui lui correspond, chacune desdites chambres sous pression d'éjecteur ayant une extrémité intérieure fermée et une extrémité extérieure fermée, et ayant en outre un élément de paroi antérieur dont la forme lui permet de s'adapter dans ladite fente et le long duquel sont prevues un certain nombre d'ouvertures disposées de façon injecter de l'air dans la région de la couche limite, chacune desdites chambres sous pression d'éjecteur ayant également une languette supérieure et une languette inférieure qui la longent longitudinalement de ladite extrémité intérieure à ladite extrémité extérieure ; g) un certain nombre de troisièmes moyens reliant chaque chambre sous pression d'éjecteur à un desdits manifolds, qui lui correspond, et donnant appui à cette chambre sous pression à partir de ce manifold, si bien que lesdites chambres sous pression d'éjecteur sont placées à l'intérieur de l'élément de l'aéronef et se succèdent transversalement le long de celui-ci, chacun desdits troisièmes moyens comportant un premier et un second canaux d'alimentation qui sont placés respectivement à proximité de ladite extrémité intérieure et de ladite extrémité extérieure de chacune desdites chambres sous pression d'éjecteur, ledit premier- et ledit second canaux d'alimentation étant capables de permettre le déplacement longitudinal relatif de ladite chambre sous pression d'éjecteur et de celui desdits manifolds qui lui correspond, chacun desdits troisièmes moyens comportant en outre un troisième conduit d'alimentation qui se trouve entre ledit premier et ledit second conduits d'alimentation et h) un moyen, à l'intérieur de l'élément de l'aéronef, qui délimite des rainures longitudinales supérieure et inférieure respectivement au-dessus et au-dessous de ladite fente et à proximité de celle-ci, et qui reçoit lesdites languettes supérieure et inferieure desdites chambres sous pression d'éjecteur pour permettre à ces dernières de se déplacer longitudinalement par rapport à l'élément de l'aéronef, et pour maintenir ledit élément de paroi antérieur de chacune desdites chambres sous pression sensiblement au ras de la surface antérieure. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit second moyen comporte un soufflet. 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce quo ledit premier et ledit second conduits d'alimentation comportent chacun un soufflet. 4. Dispositif selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que chacun desdits premiers supports comporte : au moins une patte fixée audit manifold et en partant transversalement, ladite patte ayant une dimension prédéterminée dans une direction sens .ble- ment parallèle à la dimension longitudinale dudit manifold ; un canal de support fixé à l'élément de l'aéronef et ayant une première et une seconde brar.dlesqui sont séparées l'une de l'autre par une distance sensiblement égale à ladite dimension prédéterminée, lesdites première et seconde branches ayant une forme qui leur permet de recevoir ladite patte entre elles; et un moyen qui fixe ladite patte auxdites première et seconde branches dudit canal de support. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que chacun desdits seconds moyens de support comporte : au moins une patte fixée audit manifold et en partant transversalement, ladite cu lesdites pattes ayant une dimension prédéterminée dans une direction sensiblement parallèle à la dimension longitudinale dudit manifold et étant traversée(s) par une ouverture sensiblement parallèle à ladite dimension longitudinale, ladite ouverture comportant un surface d'appui dont la longueur est sensiblement inférieure à celle de ladite ouverture ; un canal de support fixé à l'élément de l'aéronef et ayant une première et une seconde branches qui sont séparées llune de l'autre par une distance sensiblement plus grande que ladite dimension prédéterminée,- et un coussinet placé entre lesdites première et seconde branches dans une direction sensiblement parallèle à la dimension longitu dinale de 11 élément de l'aéronef, ledit coussinet traversant ladite couverture de ladite patte pour que sadite surface d'appui vienne en contact avec ledit coussinet en vue d'un déplacement de translation entre ladite patte et ledit canal de support. 6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications i à 5, ca?actériséen ce que ledit moyen qui délimite lesdites rainures supérieure et inférieure comprend des entretoises supérieure et inférieure qui sont dirigées transversalement le long de la surface antérieure de l'élément de l'aéronef et qui sont placées respectivement au-dessus et au-dessous de ladite fente, et des plaques supérieure et inférieure qui sont également dirigées transversalement le long de la surface antérieure de l'élément de l'aéronef et qui sont placées respectivement au-dessus et au-dessous de ladite fente, lesdites plaques supérieure et inférieure étant respectivement fixées à ltélément de l'aéronef par l'intermediaire desdites entretoises supérieure et Inférieure de manière à délimiter lesdites rainures supérieure et inférieure entre lesdites plaques supérieure et inférieure et l'élément de l'aéronef. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un moyen formant venturi pour faire sortir l'air desdits manifolds lorsqu'un débit d'air important dans lesdites chambres sous pression d'éjecteur est limité en raison de 11 obstruction desdites ouvertures qui y sont pratiquées, ledit moyen formant venturi comprenant : un conduit ayant une extrémité intérieure et une extrémité extérieure toutes deux ouvertes, ledit conduit ayant des dImensIons qui diminuent de ladite extrémité intérieure à ladite extrémité extérieure ; un moyen reliant ladite extrémité intérieure dudit conduit à l'extré- mité extérieure de celui desdits manifolds qui se trouve le plus à l'extérieur ; un moyen delimitant une ouverture dans l'élément de l'aéronef ; et un moyen donnant appui à ladite extrémité extérieure dudit conduit dans ledit élément de l'aéronef à proximité de ladite ouverture de telle sorte que ladite extrémité extérieure dudit conduit communique avec ladite ouverture. 8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que deux chambres sous pression d'éjecteur sont reliées à et portées par chacun desdits manifolds 9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un certain nombre d'attaches pour limiter le déplacement transversal relatif de chacune desdites chambres sous pression d'éjecteur par rapport à un desdits manifolds, qui lui correspond, chacune desdites attaches ayant une première et une seconde extrémités qui sont fixées à ladite chambre sous pression d'éjecteur, et comportant en outre une partie qui entoure ledit manifold. 10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que l'extrémité extérieure de chacune desdites chambres sous pression d'éjecteur est adjacente à et séparée de l'extrémité intérieure d'une première extérieure et adjacente, desdites chambres sous pression, après assemblage, et en ce qu'il comprend en outre un certain nombre de moyens d'étanchéité pour empêcher pratiquement la circulation de l'air dans ladite fente entre les chambres sous pression adjacentes, chacun desdits moyens d'étanché ité comprenant : une plaque supérieure et une plaque inférieure qui sont fixées audit élément de paroi antérieur à l'extrémité extérieure de chacune desdites chambres sous pression et respectivement audessus et au-dessous desdites ouvertures qui y sont pratiquées, lesdites plaques supérieure et inférieure surmontant I'élément de paroi antérieur de ladite première chambre sous pression extérieure et adjacente et ayant une forme qui permet à l'air de sortir des différentes ouvertures pratiquées dans ladite chambre sous pression extérieure et adjacente par déplacement longitudinal relatif de cette chambre et de ladite première chambre sous pression extérieure et adjacente ; et des moyens souples qui sont placés dans ladite chambre et dont la dimension longitudinale est suffisante pour qu'Ils recouvrent les extrémités extérieure et intérieure des chambres sous pression adjacentes ainsi que leur séparation, lesdits moyens souples étant fixés à l'élément de l'aéronef en des points proches desdites extrémités extérieure et intérieure des chambres sous pression adjacentes.