Sur les hélicoptères à rotor sustentateur unique entrat- né mécaniquement par au moins un moteur et sur les aéronefs combinés dont la voilure tournante absorbe suivant les cas de vol, tout ou partie de la puissance motrice, existe sur la nacelle un couple qu'il est nécessaire de compenser par un couple antagoniste de mme valeur. Parmi les dispositifs connus susceptibles de fournir un tel couple antagoniste, le plus couramment utilisé comprend à l'extrémité de la queue de l'aéronef, un petit rotor dont l'axe est sensiblement perpendiculaire à l'axe principal de l'appareil, de façon à engendrer une force latérale variable compensatrice de ce couple. Cette solution comporte cependant des inconvénients majeurs : le rotor de queue, surtout sur les petits appareils, est très vulnérable et constitue pour le personnel un danger permanent, de nombreux accidents graves lui ayant été imputables. De plus, ce rotor fonctionne en vol dans de très mauvaises conditions aérodynamiques et il est soumis à des sollicitations sévères, particulièrement à grande vitesse d'avancement, en mssme temps que sa traSnée aérodynamique s'accrott alors de façon brutale, de telle sorte qu'il constitue pour de nombreux hélicoptères ou combinés, une barrière infranchissable pour l'accroissement de leur vitesse maximale. Un progrès important a été apporté par certains cons tPueteurs grâce à la disposition du rotor anti-couple dans l'épaisseur d'une surface stabilisatrice verticale, ce qui permet de réduire le diamètre dudit rotor, élimine tout risque d'accident de personne et diminue sensiblement la traSnée de l'appareil aux vitesses élevées, par rapport à ceux sur lesquels ledit rotor anti-couple n'est pas ainsi protégé. Par ailleurs, dans une autre réalisation connue par le brevet américain 2.818.224 de SlKORSKY, le pyltne support de rotor de queue est conformé en profil d'aile, de sorte que se crée une portance latérale croissant avec la vitesse d'avancement et déchargeant ainsi proportionnellement le rotor de queue. Ce dispositif a l'inconvénient de présenter de graves interactions aérodynamiques qui en perturbent le fonctionnement. I1 est également connu d'associer sur un mbeme hélicoptère un rotor anti-couple caréné et une dérive à portance latérale. Une telle association permet de remplir avantageusement la fonction anti-couple mais n'assure aucun raie actif dans la stabilisation de l'hélicoptère en lacet et en tangage, particulièrement à grande vitesse. I1 est donc nécessaire d'ajouter à l'arrière de l'appareil des surfaces stabilisatrices supplémentaires verticales et surtout horizontales, d'où une augmentation de sa masse structurale. Pour remédier à ces inconvénients, la présente invention a pour objet un dispositif anti-coufib directionnel et stabilisateur pour hélieoptère ou aéronef combiné monorotor, dont le rotor sustentateur est entratné mécaniquement par au moins un moteur. Ce dispositif est essentiellement constitué par un empennage caudal en forme de V, empennage dit papillon, dont les deux branches ont la particularité d'avoir des profils aérodynamiques porteurs disposés de façon anti-symétrique par rapport à l'axe général de l'appareil; cet empennage peut surmonter un ensemble de rotor anticouple caréné à pas variable de faibles dimensions dont le carénage annulaire rigidifié lui sert de support. Chaque demi-envergure de 1'empennage, de forme en plan sensiblement trapézordale est dotée d'un profil aérodynamique tel que se trouve générée une force de portance perpendiculaire au plan dudit demi-empennage. Ce profil a une configuration progressivement évolutive depuis l'emplanture où il est symétrique et épais, vers l'extrémité où il devient mince soit en restant du type symétrique mais affecté d'un vrillage linéaire autour de l'axe longitudinal du demi-empennage, soit en devenant graduellement dissymétrique affecté ou non d'un vrillage autour dudit axe longitudinal.Pour les hélicoptères très rapides ou les combinés, chaque demi-envergure ainsi constituée peut être équipée d'un volet mobile de bord de fuite dont le braquage a lieu dans le sens du vrillage général du profil et dont la commande est conjuguée et coordonnée, de façon connue, avec la commande cyclique longitudinale du rotor principal et n'intervient qutà partir d'une eertaine valeur de celle-ci. La description qui va suivre, en regard des dessins annexés à titre d'exemples non limitatifs, permettra de bien comprendre comment l'invention peut tre mise en pratique. La figure 1 représente une vue latérale de l'extrémité d'une poutre de queue d'hélicoptère ainsi agencée. La figure 2 est une vue de dessus correspondant à la figure 1. La figure 3 représente une vue selon les flèches de la ligne 111-111 de la figure 1. La figure 4 montre une vue partielle de la membrure intérieure selon les flèches de la ligne IV-IV de la figure 1. La figure 5 montre de même une vue selon les flèches de la ligne V-V de la figure 1. Les figures 6 à 11 montrent des schémas représentatifs de diverses variantes de profils dans divers exemples d'évolution. La figure 12 montre un schéma perspectif de composition des efforts aérodynamiques sur l'empennage de la figure 1, La figure 13 montre schématiquement en perspective la disposition des commandes sur un hélicoptère équipé d'un tel empennage. La figure 14 montre schématiquement un relais d'embiellage entre manche de pas cyclique et volets susceptibles de braquage. Dans l'exemple représenté, sur la poutre de queue 1 d'un hélicoptère, apparat, à l'extrémité, un rotor anti-couple 2 logé dans un carénage annulaire rigidifié 3. Ce rotor reçoit son mouve ment d'un renvoi 2a actionné par un arbre de transmission 4 recou- vert par un capot profilé 5 au raccordement entre pylône et dérive. La région de sommet de ltélément 3 sert de support à un empennage 6 en forme de V, dénommé "papillon". Comme on le voit sur la figure 2, chaque branche 6a ou 6b de cet empennage offre, en plan, une forme sensiblement trap8sordale. La figure 4 montre l'attache par deux points 7 et 8, sur une console 9 solidaire d'un caisson de structure 10 de l'élément 3, de chacun des longeronnets de bord d'attaque 11 et 12 deshran- ches d'empennage, comme indiqué en pointillés sur la figure 1. De même, comme on le voit sur la figure 5, les longeronnets 14 et 15 de bords de fuite correspondants sont fixés chacun par un point d'attache 13 à des oreilles faisant partie de la membrure 3a annulaire rigide du carénage du rotor 2. Bien entendu, les pales du rotor 2 sont à pas variable sous 11 action d'une commande 2b qui traverse le boîtier de renvoi 2a. Le profil porteur des deux branches d'empennage 6a et 6b peut recevoir diverses configurations. Sur la figure 3, le profil du type symétrique, épais à l'emplanture et mince à l'extrémi- té, est linéairement vrillé autour d'un axe longitudinal sur toute l'envergure et de façon antisymétrique sur chaque demi-empennage L'action aérodynamique créée par le vrillage du profil peut dextre renforcée et en général varier grtce à des volets mobiles 6c articulés aux bords de fuite et s'étendant depuis une zane proche de l'emplanture 6d jusqu'a' l'extrémité 6e, comme le montre la figure 6. Cet effet aérodynamique pourrait aussi, comme le montre la figure 7, résulter uniquement de volets 6f associés à des profils non seulement symétriques mais également d'incidence constante sur toute l'envergure. Le profilage pourrait aussi, comme le montre la figure 8, avoir une configuration symétrique aux emplantures 6E, avec une évolution- vers un profil dissymétrique avec vrillage jusqu'à la section 6h d'extrémité. Selon la variante de la figure 9, cette évolution vers un profil 6i dissymétrique pourrait également être prévu sans vrillage. Comme le montrent les figures 10 et 11, à des profils dissymétriques 6i comportant un vrillage ou 6k sans vrillage pourraient aussi être associés des volets 6l ou 6m. Sur un tel empennage 6 doté de profils symétriques ou non et pourvu ou non de volets de bord de fuite, se développent en vol des forces aérodynamiques dont la composition est montrée sur la figure 12.En effet, sur cette figure, la flèche fl montre à la fois le sens du vrillage de la branche 6b de cet empennage et le sens de braquage d'un volet 16 correspondant, disposé au bord de fuite de cette branche. De même, la flèche f2 indique à la fois le sens du vrillage de la branche 6a de cet empennage et le sens de braquage d'un volet 17, les sens des flèches fl et p se trouvant contraires. La décomposition selon les trois axes de référence de l'appareil de chaque résultante F1 et F2 des forces aérodynamiques appliquées sur chaque branche de l'empennage, en vol de croisière stabilisé, fait apparaître les vecteurs Flux, Fly et Flz, puis Fgx, F2y et F2z, qui peuvent être recomposés dans le plan longitudinal de symétrie selon les vecteurs Fx, Fy et Fz, composants euxmêmes de la force aérodynamique F résultante. Les composantes Fx et Fz donnent, sur l'appareil, des moments stabilisants en lacet (par tranée) et tangage, l'orientation de F en particulier s'opposant à une assiette trop à piquer de l'appareil. Par contre, la composante F y provoque autour de l'axe vertical du rotor sustentateur un couple sur le fuselage qui équilibre la réaction du couple moteur d'entratnement de ce rotor sustentateur. Comme on le voit sur la figure 13, un tel ensemble est associé pour ce qui concerne les commandes d'orientation de volets 16 et 17, avec les commandes normales d'un hélicoptère ou appareil analogue. Cet hélicoptère comporte au moins un manche de pas cyclique 18 et au moins un levier de commande 20 de pas général des pales de son rotor sustentateur, reliés par des tringleries édéquates au plateau oscillant 21, avec interposition éventuelle de servo-commandes, ce rotor sustentateur n'ayant été matérialisé sur la figure que par son axe 19 représenté en traits mixtes. Dans ces commandes en outre sont prévus des palonniers 22 reliés par tringleries et cables à la commande de pas 2b du rotor 2. Une biellette 24 relie l'extrémité inférieure d'un manche cyclique 18 à un renvoi 25 formant levier représenté à plus grande échelle sur la figure 14. La biellette 24 est reliée à une première branche 26 de ce levier 25 articulé autour d'un axe 27, ledit levier comportant dans la branche 28 opposée à celle où s'articule la biellette 2X, une lumière 29 qui forme les rampes d'une came desmodromique. Cette came coopère avec un doigt 30 monte sur une extrémité d'un levier de renvoi 31 qui est articulé par l'extrémité opposée autour d'un pivot 32. La région intermédiaire de ce levier de renvoi 31 porte une articulation sur laquelle est attachée une bielle 33 de commande du braquage des volets 16 et 17. Cette commande est de préférence assurée par un système de cibles 34 qui s'étend en boucle, autour d'un double secteur 35 entratné par la bielle 33 jusqu'à une paire de guignols 36 et 37 de manoeuvre des volets 16 et 17. La rampe de came 29 est constituée en deux régions connexes à savoir : un premier secteur 29a dans la branche 28 du levier 25, secteur circulaire centré sur l'axe 27 et, à l'opposé, un secteur 29b qui s'écarte extérieurement au cercle du secteur 29a . De cette façon, dans les régions arrière et centrale de la course de la poignée d'un manche cyclique 18, le secteur 29a est actif; il ne fait donc pas changer la position du levier de renvoi 31 et la bielle 33 demeure immobile.Par contre, dans la région antérieure de cette course, le secteur 22t provoque une poussée en arrière du doigt 30 et donc de la bille 33 qui, par l'intermédiaire du secteur 35 et de la transmission 34 puis des guignols )6,37 commande le braquage des volets 16 et 17 , lequel est ainsi accru dans le sens de vrillage indiqué par les flèches fl et f de la figure 12. Ces volets 16 et 17 sont donc manoeuvrés par le manche 18 qui commande le pas cyclique longitudinal à partir d'une position prédéterminée seulement des poignées de manche vers l'avant, cette position correspondant à une valeur moyenne de la vitesse d'avancement de l'appareil et cette manoeuvre de braquage peut correspondre à un accroissement d'action jusqu'à la vitesse maximale d'avancement de ce dernier. La détermination de la forme de cette rampe 29b permet d'atteindre la meilleure adaptation possible au maximum d'efficacité de ces volets 16 et 17. En ce qui concerne la liaison entre palonniers et commande de pas du rotor 2, une tringlerie est placée entre l'axe 38 de palonnier et un secteur 39 double et une boucle de eatble 40 aboutissant à un secteur de commande 41 qui, par une tringle 42aboutit à la commande 2b de pas précitée. Le dispositif directionnel et stabilisateur ainsi constitué, monté sur un hélicoptère ou sur un aéronef-combind offre, sur le plan fonctionnel, les particularités avantageuses ci-après En vol stationnaire et aux faibles vitesses de translation, la force nécessaire à la compensation de la réaction du couple moteur d'entratnement de rotor principal est fournie exclusivement par le rotor caréné 2 dont le pas est ajusté à la valeur adéquate par le pilote, grée au palonnier 22. A vitesse de translation croissante, l'empennage 6 fournit une force latérale F y offrant une valeur croissante, ce qui permet au pilote, par action sur le palonnier 22, de réduire progressivement le pas des pales du rotor 2. A partir de la vitesse qui correspond approximativement au vol en translation à puissance minimale, la fonction anticouple est prise totalement en charge par l'empennage 6. Le rotor caréné 2 fonctionne alors à pas pratiquement nul et n'assure que les manoeuvres de lacet. Ceci évite, d'une part, les perturbations aérodynamiques et en particulier les décrochements que l'on peut rencontrer dans le cas des hélices carénées fournissant de la poussée tout en étant baignée au sein d'un écoulement général perpendiculaire à l'axe d'hélice et réduit, d'autre part, notablement les contraintes susceptibles d'être développées dans des éléments tournants en leur assurant en service une durée de vie illimitée. Pour les hélicoptères dont la vitesse est modérée, c'està-dire inférieure à 250 km/h, le- profil porteur de 1 1empennage peut assurer seul, sans l'appoint des volets, la fonction anticouple de façon satisfaisante. En effet, dans la zone de vitesse allant de 150 à 250 km/h, l'effort latéral F y produit par l'empennage 6 et la puissance nécessaire sur le rotor principal en vol horizontal et par conséquent le couple moteur à compenser, varient chacun approximativement comme le carré de la vitesse et stéquili- brent ainsi de façon automatique. Au-deld de 250 km/h, par exemple sur les hélicoptères à hautes performances de vitesse et sur les combinés rapides, l'ef- fort latéral produit par l'empennage continue à varier comme le carré de la vitesse, mais la puissance absorbée par le rotor principal varie alors comme le cube de cette vitesse. Sur ces appareils on utilise les volets 16 et 17 à braquage antisymétrique proportionnel à la vitesse qui assurent alors le complément de portance latérale aboutissant à la compensation réelle du couple moteur d'entratnement du rotor principal. Outre la compensation du couple moteur, la fonction d'un tel empennage slgtend à la stabilisation des mouvements de lacet, de roulis et de tangage, d'ailleurs dans de meilleures conditions qu'un empennage de configuration classique qui comporterait une dérive verticale et un stabilisateur horizontal. En effet, la partie active de cet empennage n'est pratiquement pas intéressée par le sillage provenant d'éléments de liaison situés dans l'axe de l'appareil, notamment entre fuselage et rotor principal, éléments tels que boite et arbre de transmission, bielles de commande, moyeu de rotor et autres. I1 en résulte une meilleure stabilité dans les faibles dérapages, particulièrement en lacet. De même, en tangage, la stabilité s'en trouve très sensiblement améliorée, particulièrement aux grands angles; une meillew re linéarité de correspondance entre les déplacements de la commande cyclique longitudinale avec la vitesse d'avancement de l'appareil (correspondance dite courbe de manche) est assurée,notamment en résultat des entrées et sorties progressives d'un tel empennage dans et hors du sillage du rotor sustentateur. Enfin, par rapport aux-autres dispositifs connus faisant fonction d'anti-couples et de stabilisateurs, les dispositidns ci-dessus décrites apportent une réduction sensible de la masse totale, chacun des éléments structuraux assurant simultanément plusieurs fonctions, avec pour conséquence la possibilité d'utiliser une surface totale plus réduite pour une efficacité maintenue. I1 va de soi que, sans sortir du cadre de l'invention, on peut apporter des modifications aux formes d'exécution qui viennent d'être décrites. - REVENDICATIONS 1.- Dispositif directionnel et stabilisateur d'aéronefs à voilure tournante, assurant simultanément, outre la stabilisation en lacet et en tangage, la fonction anti-couple à partir d'ue vitesse de vol qui correspond au minimum de puissance en vol de translation horizontal, comportant un empennage caudal en V, dit "papillon", caractérisé par le fait que les deux branches dudit empennage sont dotées de profils aérodynamiques porteurs disposés de façon anti-symétrique par rapport à l'axe général longitudinal de l'appareil et susceptibles de comporter des volets mobiles de renforcement et de variation de l'action desdits profils. 2.- Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que les deux branches dudit empennage sont rapportées à la partie supérieure d'un carénage annulaire rigidifié de réception d'un ensemble de rotor anti-couple à pas variable. 3.- Dispositif selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé par le fait que chaque demi-envergure dudit empennage offre en plan une forme sensiblement trapézoidale et est dotée d'un profil vrillé linéairement sur toute sa longueur. 4.- Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par le fait que ledit profil évolue progressivement de ltemplanture où il est du type symétrique et épais, vers l'extrémité où il devient mince et du type dissymétrique ou symétrique. 5.- Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait que, s'agissant de volets mobiles de bords de fuite, leur braquage a lieu dans le sens du vrillage général du profil. 6.- Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé par le fait que lesdits volets sont pourvus d'une commande de braquage reliée à la commande de pas cyclique de l'aéronef par l'intermédiaire d'une came desmodromique à deux rampes dont l'une, d'action nulle pour la manoeuvre desdits voletS est constituée par une lumière centrée sur l'axe de rotation de ladite came, lumière s'étendant depuis une position de pas cyclique nul jusqu'à une position de pas cyclique correspondant à une valeur moyenne de la vitesse d'avancement de l'appareil à la puis sance minimale motrice de vol en translation et dont l'autre ? fai- sant suite à la première, actionnant lesdits volets, s'étend jusqu'à une position de pas cyclique correspondant à la vitesse maximale de translation de l'aéronef.