La présente invention se rapporte à un avion supersonique à aile en delta. On sait que les avions de ce type nécessitent des pistes très longues, pour le décollage et l'atterrissage et on a proposé 5 différents dispositifs pour réduire leur vitesse au cours de ces mêmes phases. L'appareil français Mirage III, a aile delta, est équipé d'ailerons et de volets, au bord arrière du delta,qui sont en position relevée pendant le décollage et l'atterrissage de façon à obtenir la portance nécessaire aux basses vitesses. Le F—111 1G'.possède des ailes à géométrie variable, l'ensemble de l'aile pivotant vers l'avant, pour le décollage et l'atterrissage, de façon à augmenter la portance, puis se retractant vers l'arrière, en forme de delta, aux vitesses de croisière. L'appareil suédois Viggen 37, également à aile en delta, est muni de volets mobiles, 15 utilisés pour augmenter la portance aux faibles vitesses, et il comporte des ailerons fixes, ou stabilisateurs, situés vers l'avant de l'avion, qui sont avantageux au décollage et à l'atterrissage, -mais nuisibles aux vitesses de croisière. Un dispositif semblable a été proposé pour le B.70. 20 La présente invention permet de réaliser un avion à aile en^elta, caractérisé en ce qu'il comporte deux surfaces, ou ailerons commandés, de type canard, susceptibles de pivoter et disposés à l'avant du bord de tête de l'aile delta. Ces ailerons peuvent passer d'une position déployée, utilisée aux basses vitesses, dans 25 laquelle ils augmentent la portance et agissent comme stabilisateurs horizontaux, à une position rétractée, de traînée réduite, utilisée aux vitesses de croisière» Dans une forme préférée de réalisation de l'invention, décrite ci-dessous et appelée configuration à "delta variable", 30 les ailerons mobiles peuvent pivoter autour d'un axe vertical de l'avion, de façon à ce que leur corde aérodynamique moyenne soit alignée avec celle de l'aile en delta, aussi bien dans la position déployée que dans la position rétractée des ailerons. Leur rotation vers la position déployée augmente leur surface effective et 35 l'angle de leur bord d'attaque avec la direction du vol. Dans cette forme de réalisation, il est possible de modifier la position des ailerons de contrôle, à une quelconque d'une pluralité de positions intermédiaires, entre le déploiement total et le retrait complet. On obtient ainsi des valeurs intermédiaires de portance additionnel-40 le et de stabilisation,suivant les besoins. 70 36Ô59 2 2064319 De préférence, en position rétractée, les ailerons forment le sommet de l'aile en delta. Dans l'exemple représenté, le sommet formé par les ailerons a un angle plus aigu que celui de l'aile. 5 D'un autre point de vue, on peut également dire qu'avec le dispositif ci-dessus, on obtient un avion à aile en delta caractérisé en ce que le sommet du delta est formé de deux surfaces commandées, qui sont déployées vers l'avant, par pivotement autour d'un axe vertical de 1'-avion, pour augmenter la portance aux fai-10 bles vitesses. Dans une deuxième forme de réalisation de l'invention, les deux ailerons commandés peuvent pivoter autour d'un axe horizontal de l'avion. Dans ce cas, ils peuvent pivoter d'une position déployée, sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal de 1' 15 avion, à une position rétractée, sensiblement à fleur du fuselage. D'autres traits et avantages de l'invention apparaîtront aux hommes de l'art, à la lecture de la présente description de ses formes de réalisation, non limitatives, représentées sur les dessins annexés. 20 Fig. 1 est une vue de côté d'un avion à aile en delta, comportant deux ailerons de commande, ou stabilisateurs avant, montés pivotants autour d'un axe vertical, conformément à une forme de réalisation de la présente invention. Fig. 2 est une vue en plan de l'avion de la figure 1, 25 les ailerons étant représentés en trait plein,dans leur position rétractée, et en trait mixte, dans leur position déployée. Fig. 3 est une vue de face de l'avion des figures 1 et 2, les ailerons étant déployés. Fig. 4 est un diagramme, sans échelle, des forces verti— 30 cales principales qui s'exercent sur la section du profil d'aile de l'avion des figures 1. à 3, sur sa corde aérodynamique moyenne, lorsque les ailerons sont en position rétractée. Fig. 5 est un diagramme, semblable à celui de la figure 4, mais représentant les forces verticales lorsque les ailerons 35 sont déployés. Fig. 6 est une vue de côté d'un avion à aile en delta, construit conformément à une deuxième forme de réalisation de 1' invention, les deux ailerons de commande, ou stabilisateurs avant, étant montés pivotants autour d'un axe horizontal de l'avion. 40 Figs 7 et 8 sont des vues en plan et de face, respective 70 36859 3 2064319 ment, de l'appareil de la figure 6, les ailerons étant déployés, et Figs 9 et 10 sont des diagrammes, semblables à ceux des figures 4 et 5 mais représentant les forces verticales qui 5 s'exercent sur l'avion des figures 6 à 8, lorsque les ailerons sont rétractés et déployés, respectivement. L'avion 2, représenté sur les figures 1 à 3, est du type appelé "delta variable". Il comprend un fuselage 4, une aile en delta 6, des entrées d'air 7, des volets mobiles arrière 8 10 comprenant des parties 8' de contrôle de roulis et des parties -8" de commande d'inclinaison à grande vitesse, un empennage de direction 9, et une paire d'ailerons 10, ou stabilisateurs avant, en aile de canard, montés pivotants à l'avant du bord de tête de l'aile 6, entre celle-ci et les entrées d'air 7. Dans cette forme 15 de réalisation, les stabilisateurs avant 10 peuvent pivoter autour d'un axe vertical 12 de l'avion, d'une position déployée 10a, représentée en trait mixte sur la figure 2, à une position rétractée 10b représentée en trait plein sur la figure 2, ou à une position intermédiaire quelconque. On peut utiliser des moyens de ma-20 noeuvre quelconques, prévus sur l'avion, par exemple un système hydraulique, pour actionner les stabilisateurs 10. Ces moyens sont schématisés en 14, sur la figure 2. Les stabilisateurs 1-0 sont disposés de manière que leur corde aérodynamique moyenne A soit alignée avec la corde aérodyna-25 mique moyenne B de l'aile en delta., en position déployée, intermédiaire ou rétractée des ailerons. Les stabilisateurs 10 portent, à leur bord.de queue, des volets 16 qui peuvent également comprendre des éléments, non représentés, pour contrôle du roulis. 30 La position déployée 10a des stabilisateurs est utilisée pour les basses vitesses, par exemple pour l'atterrissage et le décollage, ainsi^ju'à" très haute altitude. La position rétractée 10b est utilisée pour la vitesse normale de croisière. Lorsque les stabilisateurs 10 sont en position déployée, 35 leur surface active est augmentée. De même, l'angle d'incidence de leur bord d'attaque par rapport à la direction du vol, c'est-à-dire par rapport à l'axe longitudinal L (figure 2), augmente et leur corde diminue. Il en résulte une augmentation du cambrage et de l'épaisseur des profils du stabilisateur et de l'aile en delta. 40 Cela provoque l'accroissement du coefficient de portance, qui est 70 36859 4 2064319 le plus grand lorsque les bords d'attaque des stabilisateurs sont perpendiculaires à la direction du vol. Par conséquent, la position totalement déployée des stabilisateurs est sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal L de l'avion, mais dans certai-5 nés applications cet angle peut être légèrement supérieur, par exemple jusqu'à 105°, pour obtenir un contrôle de stabilité longitudinale . Dans la position rétractée 10b des stabilisateurs 10, une partie de leur surface est en chevauchement avec la partie 10 avant de l'aile/^delta. Elle peut également pénétrer dans le fuselage, de sorte que la surface effective active des stabilisateurs est sensiblement réduite, par exemple des deux tiers, par rapport à la position déployée. Dans leur position rétractée, les stabilisateurs forment le sommet du delta,et leur angle, par rapport à 15 l'axe longitudinal, est de préférence plus aigu que celui de 1' aile. Par exemple, dans un avion à aile en delta de 60°, c'est-à-dire dont le bord forme un angle de 30° par rapport à l'axe longitudinal L de l'avion, le bord d'attaqué des stabilisateurs 10, peut être incliné de 10° de plus vers l'arrière, c'est-à-dire une in-20 clinaison de 70°. De préférence, l'inclinaison ou fuite de l'aile vers l'arrière est de 60 à 65° et celle des stabilisateurs rétractés est de 70 à 85°. On voit donc que les stabilisateurs, en position déployée, augmentent la portance. Ils ont également un effet stabilisa-25 teur horizontal, contre les mouvements de tangage ou inclinaison longitudinal. En effet, lorsque les stabilisateurs sont déployés vers l'avant, le centre aérodynamique de l'aile en delta tend à se déplacer vers l'arrière, et à s'éloigner du centre de gravité de l'avion, ce qui tend à faire basculer le nez vers le bas. Les sta-30 bilisateurs ont un centre aérodynamique, indépendant, situé à 1' avant du centre de gravité. Par conséquent, la force de portance des stabilisateurs tend à compenser le mouvement de basculement du nez dû' à 1' aile. La figure 4 représente, schématiquement et sans échelle, 35 les forces verticales applicables au profil d'aile de l'aile delta et des stabilisateurs avant, lorsque ces derniers sont en position rétractée, l'avion volant à grande vitesse avec un petit angle d'. attaque de vol (a). La force de portance résultante , qui s'applique au centre aérodynamique AC de l'aile, est produite à la fois 40 par l'aile en delta 6 et par lee stabilisateurs 10. Ces derniers 70 36859 t 5 2064319 constituent le sommet du delta et par conséquent leur portance n' est pas représentée séparément. La force de gravité résultante 1*2 est âppliquée au centre de gravité CG de l'avion, qui se trouve légèrement en avant du centre aérodynamique AC. Les caractéristiques 5 de l'avion à grande vitesse, avec les stabilisateurs en position de retrait, sont donc semblables à celles d'un avion à pure aile delta. La figure 5 représente les forces verticales qui s'exercent à l'atterrissage ou au décollage, lorsque les stabilisateurs 10 sont déployés, avec un angle d'attaque maximal (a') de l'ordre de 15°. La force de portance résultante de l'aile delta, représentée par la flèche R^q et appliquée au centre de poussée aérodynamique AC de l'avion, comprend une force produite par l'aile 6, une force Fg produite par les volets 8, une force Fg produite par les 15 stabilisateurs 10 en position déployée et une force F4 produite par les volets 16 de stabilisateurs. Ces deux dernières forces sont appliquées au centre aérodynamique indépendant AC' des stabilisateurs. La force additionnelle résultant de l'augmentation de cambrure et d'épaisseur des profils de stabilisateur et d'aile est 20 indiquée par R^. La force de gravité résultante est indiquée par R^ , et elle est appliquée au centre de gravité CG de l'avion, qui est légèrement a l'avant du centre aérodynamique AC de l'avion, . mais à l'arrière du centre aérodynamique AC' des stabilisateurs en positionjdéployée. 25 Les figures 6 à 10 représentent une autre forme de réali sation de l'invention. On voit, sur ces figures, un avion 22 comprenant un fuselage 24, une aile en delta 26, des entrées d'air 27, des volets arrière 28 qui comportent une partie 28' pour le contrôle de roulis et une partie 28" pour la commande d'inclinaison ou 30 de profondeur à-grande vitesse, un empennage de direction 29 et une paire d'ailerons mobiles 30, ou stabilisateurs avant, qui sont montés pivotants à l'avant du bord d'attaque-de l'aile delta 26, entre celle-ci et les entrées d'air 27. A la différence du dispositif à "delta variable" des figures 1 à 5, les stabilisateurs avant 30, 35 représentés sur les figures 6 à 10, peuvent pivoter autour d'un axe horizontal 32 de l'avion, d'une position déployée 30a, représentée en trait plein sur la figure 8, à une position rétractée 30b, représentée en trait mixte sur la figure 8. Des moyens de manoeuvre appropriés, prévus sur l'appareil, par exemple un système hydrauli-40 que , schématiquement indiqués en 34 sur la figure 7, permettent d' 70 36859 6 2064319 actionner les stabilisateurs 30. Ces derniers sont disposés de manière que leur corde aérodynamique moyenne A' soit alignée avec la corde aérodynamique moyenne B' de l'aile en delta, dans la position déployée des stabi-5 lisateurs, comme représenté sur la figure 7. Les stabilisateurs sont rabattus contre le fuselage, de façon a être sans action, dans leur position rétractée. Comme dans le cas des figures 1 à 5, les stabilisateurs 30 sont également munis sur leur bord de queue des volets 36, pouvant comporter des éléments de contrôle de roulis, 10 non représentés. Les stabilisateurs 30 sont amenés à leur position déployée 30a, pour le décollage ou l'atterrissage, ainsi qu'à haute altitude, quand on a besoin de la portance additionnelle fournie par ces stabilisateurs. Pendant le vol supersonique normal de 1' 15 appareil, les stabilisateurs sont rabattus vers le bas, comme représenté par la flèche F sur la figure 8,' à leur position rétractée 30b dans laquelle ils affleurent au fuselage 24, pour réduire la trainée au minimum. Il est souhaitable de prévoir des logements dans le fuselage pour recevoir les stabilisateurs en position ré-20 tractée. Le diagramme de la figure 9 représente, schématiquement et sans échelle, la force verticale résultante appliquée à l'avion lorsque les stabilisateurs sont en position rétractée, l'appareil volant à grande vitesse avec un petit angle d'attaque (a). Dans 25 cette position, les stabilisateurs 30 sont sans action et ne donnent aucune portance. Par conséquent, la portance résultante R2q est celle qui est produite par l'aile delta 26 seule. Elle est appliquée au centre aérodynamiqueÀC, comme dans le cas d'un avion à pure aile delta. La force de gravité est indiquée par la flèche 30 R2i, appliquéeau centre de gravité CG de l'avion, qui est légèrement à l'avant du centre aérodynamique AC. La figure 10 représente les forces verticales qui s'exercent lorsque les stabilisateurs sont en position déployée, avec un angle maximal d'attaque (a') de l'ordre de 15°. Ainsi, la force de 35 portance résultante R30, appliquée au centre aérodynamique AC de l'avion, est la résultante de la force F^q produite par l'aile delta 26, de la force F^ produite par les volets d'aile 28, de la force F12 produite par les stabilisateurs 30 déployés, et de la force F^ produite par les volets 36 de stabilisateurs. La force de 40 gravité est indiquée par la flèche R31, appliquée au centre de gra 70 36859 7 2064319 vite CG de l'avion, légèrement à l'avant de AC mais derrière AC', qui est le centre aérodynamique indépendant des stabilisateurs. Comme déjà indiqué, la surface des stabilisateurs avant, dans les deux formes de réalisation ci-dessus, peut varier dans de 5 larges limites, suivant la dimension et les caractéristiques voulues de l'avion considéré, qui déterminent également la surface de l'aile en delta proprement dite. La dimension des stabilisateurs dépend également de leur position sur l'avion. Ainsi, plus ils sont montés vers l'avant et plus leur surface est petite. Inverse-10 ment, plus ils sont situés vers l'arrière, plus leur surface est grande. Habituellement, la surface des stabilisateurs représente 10 à 20% environ de la surface de l'aile delta. De préférence, les stabilisateurs avant sont situés entre les entrées d'air et l'aile en delta, mais lorsque les mo-15 teurs sont placés dans l'aile principale, les stabilisateurs peuvent se trouver à l'avant des entrées d'air. Il est entendu que des modifications de détail peuvent être apportées dans la forme et la construction du dispositif suivant l'invention, sans sortir du cadre de la présente invention ; 20 celle-ci n'est pas limitée aux formes de réalisation, représentées et décrites ci-dessus à titre d'exemple. 70 36859 8 2064319 REVENDICATIONS 1 » Avion à aile en delta, caractérisé en ce qu'il comprend une paire d'ailerons pivotants, placés à l'avant du bord d'attaque de l'aile en delta, et pouvant se déplacer d'une position déployée, aux basses vitesses, dans laquelle ils augmentent la portance et agissent comme stabilisateurs horizontaux, a une position rétractée, de trainée réduite, aux vitesses de croisière. 2. Avion à aile en delta, suivant la revendication 1, caractérisé en ce que les ailerons avant peuvent pivoter autour d'un axe vertical de l'avion, tel que la corde aérodynamique moyenne des ailerons soit alignée avec celle de l'aile en delta, aussi bien en position déployée qu'en position rétractée, et en ce que leur pivotement en position déployée augmente leur surface active et l'angle de leur bord d'attaque par rapport à la direction du vol. 3. Avion à aile en delta, suivant la revendication 2, caractérisé en ce que, dans leur position rétractée, les ailerons forment le sommet de l'aile en delta. 4» Avion à aile en delta, suivant la revendication 3, caractérisé en ce que, dans la position rétractée des ailerons, le sommet du delta formé par ces ailerons est plus aigu que l'aile proprement dite. 5. Avion à aile en delta, caractérisé en ce que le sommet du delta est constitué par deux ailerons qui peuvent être déployés vers l'avant, par pivotement autour d'un axe vertical de l'avion, pour augmenter la portance aux faibles vitesses. 6. Avion à aile en delta, suivant la revendication 1, caractérisé en ce que les ailerons peuvent pivoter autour d*un axe horizontal de l'avion. 7. Avion à aile en delta, suivant la revendication 6, caractérisé en ce que les ailerons peuvent pivoter d'une position déployée, sensiblement perpendiculaire a l'axe longitudinal de l'avion, à une position rétractée, "dans laquelle ils affleurent sensiblement au fuselage de l'avion. 8. Avion a aile en delta, suivant.une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les ailerons pivotants sont fixés à l'avion, entre les entrées d'air et l'aile en delta. 70 36859 9 2064319 9» Avion à aile en delta, suivant une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la surface des ailerons représente 10 à 20% environ de la surface de l'aile en delta.