1. La présente invention concerne une configuration d'avion et des agencements de commande pour cet avion, l'avion étant du type à propulsion verticale par réaction, et/ou à décollage court, et comportant des orifices de sortie de gaz qui sont mobiles entre une position dirigée vers l'arrière pour provoquer une poussée de propulsion, et une position dirigée généralement vers le bas à des fins de sustentation. Toute référence à une direction telle que haut, bas, avant, arrière, etc. dans la présente description concerne l'assiette d'un avion en vol rectiligne et de ni- veau. Selon la présente invention, on prévoit un avion à réaction, du type à décollage vertical et/ou à décollage court, l'avion comportant une partie de fuselage, un moyen de groupe moteur, au moins un moyen de sortie des gaz de propulsion ayant un axe suivant lequel la poussée produite agit effectivement et disposé de façon à recevoir le flui- de de propulsion produit par le moyen de groupe moteur, le (ou chaque moyen) de sortie des gaz de propulsion étant mobile entre une position dans laquelle il (ils) se trou- ve(nt) dirigé(s) vers l'arrière et une position dans laquel- le l'axe (ou chaque axe) est dirigé généralement vers le 2. 2501623 bas, et situé d'une façon telle que le (ou chaque) axe respectif de poussée se trouve sensiblement à l'intérieur du même plan latéral qu'une première extrémité disponible de la plage des positions du centre de gravité de l'avion dirigé vers le bas, et un moyen de buses d'équilibrage positionné de façon à donner un échappement au-delà d'une seconde extrémité disponible de la plage des positions du centre de gravité de l'avion et disposé de façon à produire une composante de poussée d'équilibrage destinée à compenser le mouvement du centre de gravité de l'avion entre les première et seconde extrémités disponibles. On notera que le centre de gravité d'un avion peut se déplacer vers ljavant ou vers l'arrière au fur et à mesure qu'il y a consommation du carburant, des ap- provisionnements, etc. Si tel est le cas, il existe des - première et seconde extrémités disponibles pour la posi- tion du centre de gravité au-delà desquelles la pleine commande de l'avion n'est pas possible. L'avion comprend de préférence une paire de moyens de sortie des gaz de propulsion, un moyen étant disposé de chaque côté de la partie de fuselage. Les m oyens de sortie des gaz de propulsion peu- vent être mobiles simultanément de façon à effectuer la sustentation ou être mobiles distinctement de façon à produire une composante de lacet. Dans le cas o une composante de lacet est produi- te par un mouvement différentiel des moyens de sortie des gaz de propulsion, une composante néfaste de roulis peut être également produite, auquel cas l'avion comprend de préférence un moyen de gaz de contrôle de roulis situé à une certaine distance de l'axe longitudinal de l'avion et pouvant fonctionner de façon à produire une composante de roulis destinée à annuler toute composante néfaste de rou- lis. Commodément, le moyen de sortie des gaz de propul- sion (ou chaque moyen de sortie des gaz de propulsion) est monté en pivotement d'une façon telle que l'axe de 3. 250 1623 poussée conjugué coupe un axe commun transversal à la par- tie de fuselage. L'avion peut comprendre un moyen de gaz de con- trôle de tangage situé à une certaine distance de la pla- ge du centre de gravité de l'avion et pouvant fonctionner de façon à effectuer une commande de l'avion dans le sens du tangage. Dans l'un des modes de réalisation de la présente invention, l'axe (ou chaque axe respectif de poussée du moyen de sortie des gaz de propulsion est situé sensible- ment dans le plan latéral contenant le centre de gravité disponible le plus en arrière lorsque l'avion est dirigé vers le bas, et le moyen de buse d'équilibrage comprend une buse d'équilibrage placée au-delà du centre de gravité disponible le plus en avant et située de façon à provoquer l'évacuation des gaz dans un sens dirigé généralement vers le bas. Avantageusement, le groupe moteur comprend un mo- teur à turbine avec le courant de dérivation comportant un ventilateur placé à son extrémité avant et le moyen de buses d'équilibrage est alimenté en fluide fourni par le ventila- teur, le courant de fluide de propulsion dans ce moyen étant variable par incréments. La présente invention sera bien comprise lors de la description suivante faite en liaison avec les dessins ci-joints dans lesquels: La figure 1 est une vue générale en perspective d'un avion selon la présente invention; La figure 2 est une vue à grande échelle d'une partie de l'avion de la figure 1; La figure 3 est une vue détaillée en plan de l'avion de la figure 1; La figure 4 est une vue détaillée de côté de l'àvion de la figure 1; La figure 5 est une vue d'une partie d'un groupe moteur monté dans l'avion de la figure 1; et Les figures 6a à 6d sont des représentations 4- 2501623 schématiques des diverses orientations des jets de propulsion et des orifices de sortie des jets de commande dans l'avion de la figure 1. En liaison tout d'abord avec les figures 1 à 3, on a représenté un mode de réalisation d'un avion incorporant diverses caractéristiques de la présente invention, o des moyens de sortie des gaz de propulsion sont montés de ma- nière à pouvoir tourner par rapport au fuselage de l'avion, de sorte que la poussée de propulsion produite puisse être dirigée soit vers l'arrière à des fins de propulsion, soit vers le bas à des fins de sustentation. L'avion est par con- séquent du type dit en anglais VSTOL. L'avion comprend un fuselage 10 dans lequel est logé un groupe moteur 11. Le groupe moteur reçoit l'air par un conduit bifurqué 12 dont chaque branche permet une com- munication de fluide avec une entrée 13, une entrée étant prévue de chaque côté de la partie avant du fuselage 10. Chaque aile d'une paire d'ailes 14 est fixée de chaque cô- té du fuselage 10 et se fond dans le fuselage en une par- tie intermédiaire 15. Chaque partie intermédiaire 15 est définie par des surfaces supérieure et inférieure qui ont une forme permet- tant de conférer une sustentation, comme dans le cas d'une aile et qui divergent vers l'arrière entre le bord avant de la partie intermédiaire et une partie d'épaisseur maximum (typiquement à 40 A de la corde). L'avion comprend une struc- ture en treillis 9 qui constitue la structure principale de support de charge des ailes de l'avion et s'étend à l'inté- rieur de chaque aile suivant un sens généralement transver- sal au fuselage. La zone arrière de chaque partie intermé- diaire (nominale) 15 à l'arrière de la structure transver- sale 9 est découpée. Les deux parties intermédiaires 15 s'étendent bien à l'avant des ailes 14 le long du fuselage de façon à for- mer une lisse ou extension de la racine du bord avant. Un moyen de sortie des gaz de propulsion, ou tuyè- re 16, constitué d'un conduit et d'un orifice de sortie, 2501623 est monté de chaque côté du fuselage 10 du moteur de l'avion, dans la zone découpée de la partie intermédiaire 15. La forme extérieure en coupe dans le sens de la corde de chaque conduit est semblable à celle de la partie in- termédiaire 15 située immédiatement en avant de la tuyè- re, et la forme en coupe de la partie du conduit dans la zone découpée est sensiblement identique à celle de la partie intermédiaire 1-5 à son maximum. Des plaques supérieure et inférieure munies de doigts, ou volets articulés 19, s'étendent entre la par- tie la plus en arrière de la partie intermédiaire 15 et la partie la plus en avant de la tuyère de sorte que la tuyè- re, les plaques, et la partie intermédiaire définissent ensemble une section présentant des profils des surfaces supérieure et inférieure sensiblement continus dans le sens de poussée avant et arrière. Le conduit s'étend par conséquent vers l'arrière à l'intérieur d'une saillie de la section transversale de la partie ayant une épaisseur maxi- mum de la partie intermédiaire, et la valeur de la traînée attribuable à chaque tuyère est faible, lorsque l'avion se trouve en vol normal. Chaque tuyère 16 est montée en rotation par rap- port au fuselage 10 d'un axe 17, au moyen d'un roulement 18 situé à l'intérieur du fuselage. Un roulement 18 est prévu sur chaque jambe respectivement, d'une chambre bifur- quée qui est montée sur la partie arrière du groupe moteur 11, chambre qui reçoit les gaz de propulsion produits par ce groupe 11. Des moyens de mise en rotation (non représentés) sont prévus pour permettre un mouvement des tuyères 16,au- tour de leurs axes 17, soit simultanément, soit distincti- vement. Une plaque de friction 21 est montée de chaque côté du fuselage, immédiatement à l'arrière de la tuyère 16, de façon à éviter une réduction de l'efficacité du jet de gaz et à protéger cette partie du fuselage de l'avion. Une caractéristique importante de la présente in- 6. 2501623 vention est que le centre des poussées A de chaque tuyère 16, en vol stationnaire vertical,se trouve dans un plan transversal vertical ou près de ce plan, contenant le cen- tre de gravité B de l'avion le plus vers l'arrière possi- ble. Ainsi, lorsque-les tuyères 16 sont orientées de fa- çon à diriger les gaz de propulsion verticalement vers le bas de façon à assurer la sustentation de l'avion, un mo- ment de tangage nul ou très faible est conféré à l'avion. Le groupe moteur 1l comprend de préférence un seul moteur à turbine avec flux en dérivation dans lequel un ventilateur est placé à l'extrémité avant. En liaison plus particulièrement avec les'figures 4 et 5, l'avion comprend une buse d'équilibrage 22 située dans le fuselage î0 en avant du centre de gravité le plus en avant possible,et contigu au ventilateur du groupe moteur il. La buse 22 est alimentée avec le fluide provenant du ventilateur au moyen d'un manchon ou diffuseur 23 (figure 5). Le manchon ou dif- fuseur est placé autour du ventilateur et prévu pour rece- voir une partie du flux'du ventilateur par l'intermédiaire de canaux ou conduits hélicoïdaux. La buse d'équilibrage comprend un moyen de valve 24 pour contrôler la quantité de fluide la quittant. La buse d'équilibrage 22 sert à compen- ser tout déplacement du centre de gravité de l'avion vers l'avant par suite,par exemple, de la consommation de carbu- rant, comme cela sera expliqué ultérieurement. L'avion comporte des ajutages de commande de roulis , un ajutage étant monté respectivement sur chaque aile et servant à produire un couple de commande de roulis. De même, un ajutage de commande de tangage 26 est monté à la queue de l'avion de façon à produire un moment de commande de tangage, comme cela sera expliqué ultérieurement. Ces ajutages sont alimentés avec du fluide sous- pression provenant du groupe moteur Il et sont commandés de la manière classique. Comme variante des ajutages de commande de roulis, un moyen de déflexion peut être prévu dans le moyen de sortie des gaz de propulsion, le moyen de déflexion pou- 7. 250 1623 vant fonctionner de façon à dévier les gaz de propulsion d'une manière asymétrique lorsque les moyens de sortie sont dirigés vers le bas, produisant ainsi un moment de roulis. Lors d'un vol normal avec support par les ailes, les tuyères 16 sont orientées de façon à diriger les gaz de propulsion vers l'arrière, comme représenté en figu- res 1 à 4. Dans ce type de vol, la buse d'équilibrage 22 et les ajutages de commande de roulis et de tangage 25 et 26 sont respectivement hors fonctionnement. En liaison avec les figures 6a à 6d, on a repré- senté diverses configurations des gaz de propulsion et des orifices de sortie des gaz de commande d'un avion.La figure 6a est une vue générale d'un avion, représentant le moyen d'alimentation des ajutages de commande 25, 26. Lorsqu'on souhaite utiliser l'avion en vol sta- tionnaire, les ajutages 16 sont tous deux déplacés pour leur conférer une orientation dans laquelle ils dirigent les gaz de propulsion verticalement vers le bas. Comme les centres de poussée des tuyères 16 sont situés dans le plan vertical contenant le centre de gravité arrière de l'avion, l'avion sera maintenu généralement de niveau, dans le cas de cet agencement. Tout décalage vers l'avant du centre de gravité de l'avion dû par exemple à la consommation du carburant, sera détecté par le système de commande de l'avion et une poussée de compensation sera produite par la buse 22, avec une amplitude déterminée par le décalage. Si, alors que l'avion se trouve en vol stationnai- re, on souhaite effectuer un mouvement de tangage de l'avion ou réagir contre un mouvement de tangage de l'avion, un moment de commande de tangage peut alors être créé en dirigeant du fluide sous pression soit vers le haut soit vers le bas, à partir de l'ajutage 26 (figure 6b). De même, si l'on souhaite effectuer un mouvement de roulis de l'avion ou réagir contre un tel mouvement de roulis,un moment de commande de roulis peut être créé en 8. 2501623 dirigeant un fluide de propulsion vers le haut à partir de l'extrémité de l'une des ailes et vers le bas à partir de l'extrémité de l'autre aile grâce aux ajutages 25, ou vice- versa (figure 6c). Si l'on souhaite effectuer un mouvement de la- cet de l'avion ou réagir contre un tel mouvement, les tu- yères 16 sont alors déplacées dans des directions opposées autour d'un plan de référence variable de tuyères 27 (figure 6d). Le mouvement différentiel des tuyères 16 peut conférer un mouvement de roulis-qui peut être neutrali- sé au moyen de la poussée produite par les àjutages 25 de commande de roulis. La description précédente de l'avion comprend des tuyères 16 ayant la forme décrite et revendiquée dans la demande de brevet anglais nO 80-41042; la présente in- vention n'est cependant pas limitée à ce type de tuyères mo- biles et s'étend à des avions incorporant d'autres types de tuyères mobiles. La présente invention n'est pas limitée aux exem- ples de réalisation qui viennent d'être décrits, elle est au contraire susceptible de modifications et de variantes qui apparaîtront à l'homme de l'art. 9 250 1623 REVENDICATIONS 1 - Avion à réaction du type à décollage vertical et/ou à décollage court, caractérisé en ce qu'il comprend une partie de fuselage (10), un moyen de groupe moteur (11), au moins un moyen de sortie des gaz de propulsion (16) comportant un axe suivant lequel la poussée produite agit effectivement et disposé de façon à recevoir le fluide de propulsion produit par le moyen de groupe moteur, le moyen (ou chaque moyen) de sortie des gaz de propulsion étant mobile entre une position o il est orienté vers l'arrière et une position o l'axe (chaque axe) est dirigé généralement vers le bas, et positionné de façon que l'axe (chaque axe) respectif de poussée est situé sensiblement dans le même plan latéral qu'une première extrémité disponible (B) de la plage des positions du centre de gravité de l'avion, lorsqu'il est dirigé vers le bas, et un moyen de buse d'équilibrage (22) positionné de façon à avoir une sortie située au-delà d'une seconde extrémité disponible de la plage des positions du centre de gravité de l'avion et disposé de façon à produire une composante de poussée d'équilibrage dans le but de compenser le mouvement du cen- tre de gravité de l'avion entre les première et seconde extrémités disponibles. 2 - Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une paire de moyens de sortie de gaz de propulsion (16) disposée de façon qu'il y ait un moyen de chaque côté de la partie de fuselage (10). 3 - Avion selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de sortie des gaz de propulsion (16) sont mobiles simultanément de façon à effectuer la susten- tation. 4 - Avion selon l'une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que les moyens de sortie des gaz de pro- pulsion (16) sont mobiles distinctivement de façon à créer une composante de lacet. - Avion selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un moyen d'ajutages de commande de roulis (25) situés à une certaine distance de l'axe lon- la. 2501623 gitudinal de l'avion et pouvant fonctionner de façon à pro- duire une composante de roulis destinée à annuler toute composante de roulis néfaste produite lorsque les deux moyens de sortie des gaz de propulsion sont déplacés distinctivement. 6 - Avion selon l'une quelconque des revendica- tions I à 5,caractérisé en ce que le (ou chaque) moyen de sortie des gaz de propulsion (16) est monté en pivotement de façon que l'axe de poussée conjugués coupe un axe com- lO mun transversal à la partie de fuselage. 7 - Avion selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un moyen d'ajuta- ges de commande de tangage (26) situés à une certaine dis- tance de la plage des positions du centre de gravité de l'avion et pouvant fonctionner de façon à effectuer la com- mande de l'avion dans le sens du tangage, 8 - Avion selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 7, caractérisé en ce que le (ou chaque) axe res- pectif de poussée du moyen de sortie des gaz de propul- sion (16) est situé sensiblement dans le plan latéral con- tenant le centre de gravité disponible le plus en arrière, l'avion étant dirigé vers le bas, et le moyen de buse d'égalisation (22) comprend une buse placée au-delà du cen- tre de gravité disponible le plus en avant et disposé de façon à diriger un jet de gaz généralement vers le bas. 9 - Avion selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 8, caractérisé en ce que le groupe moteur (Il) comprend un moteur à turbine avec un flux en dérivation comportant un ventilateur situé à son extrémité avant, et les moyens de buse d'égalisation sont alimentés avec un fluide provenant du ventilateur. - Avion selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 9, caractérisé en ce que le flux de fluide de propulsion transmis par l'intermédiaire du moyen de buse d'égalisation(22) est variable par incréments.