Un planeur ou un avion autopropulsé, @unis d'une structure d'aile flexible et de simples commandes permettant à une personne avec peu ou même aucun entraînement préalable d'être en mesure de manoeuvrer l'appareil aisément. L'appareil peut être replié pour emmagasinage et transport, est léger et bon marché, néanmoins si robuste nue le pilote est totalement protégé même en cas de collision. La présente invention se rap@orte à un avion de construction simple et bon marché, et plus particulièrement,à un avion de construction simple et bon marché de type -à aile flexible. Le principe des avions à aile flexible est connu depuis longtemps, comme l'ont démontré en 1910 l'avion rhomboïdal d'Edwards et l'avion de Picat-Dubreuil, et dans les années 1920 le planeur à aile bible de Platz. Il ara convenu que le terme "aile flexible se rapporter à une aile dont la surface portante est construite d'un matériau tel que de la toile, par exemple; cette surface portante flexible prend la forme d'un profil aérodynamique quand elle est rise e une incidence convenable par raprort 1 l'air en mouvement, Cette aile doit etre distinguée du type d'aile rigide plus conventionel comportant un châssis recouvert de tôle métallique et dens lequel la forme de l'aile est maintenue pr la rigidité de la structure de l'ile, même au repos. La simplicité de ces premiers avions fait l'intérêt de leur mention dans ce texte; cependant, l'aérodynamique de des avions n'était pas au point, ou bien ceux-ci étsient difficiles à pileten.Plus tard, d'autres inventeurs ont développé la version oderne des avions à aile flexible dont l'aile de certains avait un longeron de bord d'ettaque, un câble de bord de fuite, une nervure d'extrémité et une s@@@ente d'extr@mité. Celles-ci se trouvent par@ exemple dans le breve@ @.@. N 2.288.829 attribué à E.P.S. Newman. Des travaux sup@lémentaires ont été faits par F.M. Rogallo et ce dernier a r@@u un c@rtain nonbre de brevets U.S. s'étendant sur une période d'une vingtaine d'années pour plusieurs versions d'avions ayant des surfaces port@ntes flexibles. Les années 60 et 70 ont vu un intérêt soutenu dans les avions à ailes flexibles, comme par exemple dans le brevet U.S. N 3.584.813 attribué à T.E. Sweeney et ses collaborateurs. Depuis 1948 environ, Sweeney et ses collaborateurs dans le département d'aéronautique de 1'Université de Princeton ont construit un avion à aile flexible ayant un longeron le long du bord d'attaque, un câble le long du bord de fuite et un systere de haubans pour l'aile flexible. Le brevet U.S. N 3.641.032 attribué à T.H. Purcell est un autre exemple intéressant qui utilise un longeron de bord d'attaque et un câble de bord de fuite, entre lequels se trouve un matériau flexible renforcé par des lattes ou des câbles pour assurer la rigidité de oelle-ci. Néanmoins, @algré tous ces travaux, le problème du contrôle de l'appareil n'a pas été résolu, parce qu'il a été démontré les avions à aile flexible ont tendance à lofer aux faibles coefficients de portance. Lofer est le terme nautique utilisé pour indi uer le flottement d'une voile. Des problèmes de construction et de coûts sont aussi survenus, parce qu'il apparaît que les ailes flexibles nécessitent des structures quelque peu massives et pesantes nécessitées pour maintenir la tension dans le câble de bord de fuite qui permet d'éviter un enflement excessif de la voile parce que celuici résulterait en une perte de portance et une augmentation de la traînée induite.De plus, il apparâit @ue personne n'aie construit un @vion capable de vol de longue endur@nce, et néanmoins de performance modeste pouvant être utilisé à des fins de loisirs. le terme "performance modeste" est utilisé dans le présent contexte pour indi uer un avion lim@té dans ses caractéristi ues de vol tels que l'altitude, de sorte que même un pilote novice serait en peine d'endommager l'appareil ou de se blesser, de quelque manière que le iîote manipule l'appareil. ainsi, ces premiers essaie r'o-it p*s abouti 2 des avions qui soient vraiment simples et aussi aises à piloter pour des personnes n'ayant jamais monté auparavant.La majorité des brevets déposés à l'issue de ces essais s'appliquent à des avions de tpe classique ayant des ailes fabriquées d'un matériau flexible, ou à des véhicules aérospatiaux qui, visant à minimiser leur masse et leur volumes ont exploré l'utilisation d'ailes flexibles. L'invention présente résout certains des problèmes présents lors des essais cités ci-dessus en proposant un avion ayant un fuselage; au moins une aile flexible reliée au fuselage et s'étendant depuis celui-ci, cette aile ayant un bord d'attaque et un bord de fuite; et un câble de commande relié au bord de fuite de l'aile, s'étendant Jusqu'à une position près du pilote et dont la manipulation permet de changer l'orientation de l'appareil.De plus, cette présente invention inclut un avioncomprenant un fuselage; une première aile flexible reliée au fuselage et s'étendant depuis celui-ci, ladite première aile ayant un bord d'attaque; une deuxième aile flexible reliée audit fuselage et s'étendant depuis celui-ci, et pouvant s'attacher au bord d'attaque de la première aile en un point éloigné du fuselage; et de nombreuses charnières, qui étant attachées au fuselage et aux ailes, permettent aux ailes de pivoter à partir de leur position dépliée pour le vol à une position adjacente au fuselage pour transport et emmagasinage. La construetion de l'aile flexible comprend un longeron de forme aérodynamique, orienté vers le bas, creux de préférence, définissant le bord d'attaque; un câble tendu définissant un bord de fuite; et un matériau flexible unissant le longeron et le câble et sur lequel s'applique la portance. -Un des buts généraux de cette invention est de fournir un avion de construction simule mais néanmoins robuste de type à aile flexible qui soit conçu de maniera à protéger 'amplement le pilote marne en cas d'atterissage forcé. Un autre aspect de la présente invention est proposer un avion de type à àile flexible ayant de bonne caractéristiques . de vol, y compris aes caractéristiques de décrochage sans surprises, et en plus de proposer un avion ayant un dispositif de commandes de mainpulation aisée. Un autre out de cette présente invention est de proposer un avion de tyde à aile flexible qui puisse-t-être aisément replié en un paquet compact nfin de Cacilit-er-le transport et l'emmagasinage, et de proposer un avion à ailes flexibles simcle, léger et aisé à manoeuvrer au sol dans son état replié, même dans des vents relativement forts. Un autre but, encore, de cette présente invention est de fournir un avion de tJoe à aile flexible qui soit bon narché a- construire et v-ncnt soit en version planeur soit en version autopropulsée. D'autres buts et avantages de cette invention apparaîtront dans la description ci-dessous qui est accompagnée de schcmas. FIG.1 est une vue de trois-quart avant de l'avion faisant objet de la présente invention., FIG. 2 représente l'avion. de la Fig. 1 vu de haut. FIG. 3 est une vue latérale de l'avion de la Fig. 1 FIG. 4 est une vue latérala de coupé montrant l'infrastructure du fuselage de l'avion de la Fig. 1. FIG. 5 est une vue latérale de coupé de l'aile prise le long de la ligne 5-5 de la Fig. 2. FIG. 6 est une vue de trois-quart arrière d'un analogue à la Fig. 1 mais légèrement modifié. FIG. 7 est une vue plan de l'avion de la Fig. 1 montrant le côté gauche de l'avion en position repliée pour transport et emmagasinage. FIG. 8 est une vue en perspective de la partie avant d'un avion modifié montrant le montage d'un moteur. FIG. 9 représente schématiquement l'avion de la Pi. 1 vu -e devant et illustre l'action des forces aérodynamiques sur les deux ailes avant de l'avion. La présente invention peut être modifiée et construite de manières variées, et sera présentée sous un mode de réalisation dont les détails seront décrits ci-dessous. Il doit être entendu que l'intention n'est pas de limiter l'invention à ce mode particulier, mais qu'au contraire cette invention couvre toutes las modifications, formes analogues et types de construction equivalents dans l'es@rit et le domaine de cet@e invention ainsi que l'expriment ces revendications. La Figure 1 illustre un avion 10 cor:rrenant un fuselage 12, une aile gauche ( aile 14) et une aile droite (aile 16). Elle montre aussi les parties gauche 18 et droite 20 de l'empennage, situées entre le nez 17 et l'avant du fuselage et les ailes, et se rétrécissant vers l'arrière. Une disposition de ce type est couramment appelée "configuration canard" ou "queue à l'avant". Rattaché à l'arrière ou à la partie arrière du fuselage se trouve un gouvernail de direction 22, tandis que rattaché entre le nez.et ce gouvernail se trouve un siège pour le pilote 24, un dossier 26 et un repose- tête 27.Il apparaît que avion est une forme de planeur, bien qu'il doive être porfaitement entendu qu'au prix de modifications minimes ainsi qu'expliqué ci-dessous an référence à la Figure 8, cet avion peut être construit en version autopropulsée. L'avion de la Fig. 1 est intentionellement conçu de façon à être piloté avec une aisance relative par des individus @unis de peu ou même d'aucun entraînement au pilotage. En particulier, il est de notre dessein que appareil soit utilisé avec un dispositif de commande qui limite llaltitude au-dessus du sol à laquelle l'appareil puisse voler et ainsi améliorer la sécurité; si l'appareil est @eté vers le sol à cause d'une erreur de pilotage, la dist-ance maximale de chute est limite à une valeur prédéterminée. Il est de plus de notre dessein que l'appareil, muni de ce dispositif de contrôle de l'altitude puisse être utilisés des fins sportives ou de loisir. L'appareil étant facile à piloter et relativement bon marché à la construction, des individus avec peu ou même auvun entraînement préalable au vol, peuvent, pour un coût modeste abtenir la palpitation du vol dans un véhicule qu'ils pilotant eux-mêmes.Et ceci peut se faire dans une sécurit relative. Un avantage majeur de cette présente invention est que l'appareil est de construction simple mais néanmeins robuste. En référence aux Figures 2, 3, et 4, la construction de l'appareil 10 est illustrée plue en détail. Le fuselage 12 est relstivement étroit (voir Figure 2) et comprend une simple infrastructure de tubes métallicues 30 ainsi que le coht1'e la Figure 4. Ces tubes peuvent être soudés ou rattachés les uns aux autres de n'importe quelle manière adéquate pour former un ensemble robuste et cependant extrêmement léger. Il doit être bien entendu que d'autres matériaux tels que résinas synthé@iques ou même du bois peuvent être utilisés pour former cette charpente. Ou bien, le fuselage peut être formé d'un seul bloc de mousse de polystyrène@recouverte de fibres de verre renforcées, par exemple.La charpente comprend un membre principal 32 sur lequel est monté le siège 24 et sur lecuel est attachées le membre de nez incurvé 34. Sous le membre prince pal se trouve le pation qui délimite le dessous de l'appareil et sur lequel 11appareil peux atterrir. Ce patin 36 est Incurvé à une des ses extrémités pour s'encastrer à l'une des extrémités de l'élément incurvé 34 forment ainsi un crochet 38. Ce crochet permet de tirer l'appareil ou de le catapulter si on le désire. S'étendant verticalement depuis l'élément principal 32 se trouve l'élément 40 du gouvernail sur lequel sont attachés le dossier 26, le repose toto 27 et l'élément de montage du gouvernail 42.De plus, la structure comprend des croisillons, tels que les éléments 35 et 37, oui relient les éléments mentionnés auparavant et, assurent robustesse et rigidité aux prix alun poids minimum. La structure peut être recouverte, Si on le désire, d'un. matériau approprié tel que de la toile ou C mylar pour améliorer sa robustesse e son apparence, ainsi eue sa simplicIté et son bas coût. Les parties gauche 18 et droite 20 du gouvernail sont reliées à la nartie avent 17 de manière à pouvoir voter. De préférence, l'empennage comprend des longrons de bord d'attaque 44, 44a de forme aérodynamique.Les longerons définissent le bord d'attaque.de l'empennage. Recouvrant les lonrons, reliés au câbles et formant une aile sur lesquelles s'exercent les forces de pertance aérodynamique se trouvent les nappes 48, 48a faites de matériau flexible tel que de la toile ou une résine synthétique adéquate.Cette structure est similaire à celle utilisée sur une voile de voilier, de telle manière que cette construction est couramment appelée aile-voile (sail-wing). Les ailes de l'empennage se rétrécissent vers leur extrémité et forment un angle dièdre dans un plan perpendiculaire a l'axe du fuselage. l'aile gauche 18 de l'empennage est reliée au fuselage par une charniere 5C de manière à pouvoir pivoter par rapport au fuselage; de manière similaire l'aile dronte de l'empennage est reliée au fuselage par la charnière 50a de manière à pouvoir pivoter. En référence encore à la Figure 2, les ailes droite 14 et gauche 16 sont construites d'une manière analogue à celles de l'empennage. Les ailes comprennent les longerons 52, 52a de forme aérodynamique, et les câbles )34, 54a-. Entre les longerons et les câbles se trouvent les nappes de matériau flexible 56, 56a sur lesquels s'exercent les forces de portance quand il y a mouvement par rapport à l'air. Chacun des éléments 52, 52a-est relié au fuselage par descharnières de manière a pivoter telles que la charnière 58 pour le longeron 52 et la charnière 58a pur le longeron 52a. Les nervures d'extrémité 60, 60a sont situées aux extrémités des ailes, la nervure 60 étant reliée au longeron 52 de manière à pivoter autour de la charnière 62, tandis que la nervure 60a est reliée au longeron 52a par la charnière 62a. De plus, la soupente 64 relie la nervure d'extrémité 60 au longeron 52.La soupente d'extrémité est rattachée une des extrémités de la nervure d'extrémité par l'attache 66, tandis que l'autre extrémité de la soupente d'extrémité est reliée au longeron 52 par la charnière 68 de manière à pivoter. De manière analogue, la soupente d'extrémité 64a est reliée au longeron 52a par la charnière 68a de manière a pivoter, tandis que l'autre extrémité de la soupente d'extrémité est rattachée à une des extrémités de la nervure d'extrémité 60a par une attache 66a.La tension dans les câbles de bords de fuite 54 et 5L(a peut être ajustée à l'aide de tendeurs (absents de la figura) situés de préférence prés des extrémités des câbles 54 et 54a approximativement où ceux-ci sont attachés aux nervures d'extrémité 60 et 60a. Les câbles peuvent être ajustés par d'autres manières -ui sont décrites dan-s la discussion de la Figure 7. Rattachées a la partie supérieure du fuselage se trouvent deux nervures 80 et 82 (Fig. 2) situées juste à l'extérieur de l'arête du gouvernail 23, et dont les surfaces sont cambrées afin de conformer le matériau flexible des ailes à la forme désirée.En vol, quand les ailes sont. soumises à des forces de portance, le matériau flexible se gonflera vers le haut et pressera ainsi le matériau flexible contre es nervures 80 et 82. Cette caractéristique minimise la fuite ce l'air entre la partie inférieure de l'aile et sa partie supérieure; de telle fuites occasionnent une perte de portance et augmentent la traînée induite. - I1 a été découvert qu'il est superflu de coller le matériau flexible aux nervures parce que la pression de l'air est- suffisante pour assurer un contact intime. L'aile n'étant pas collée, aile peut être repliée sans. encombre.Cependant, si l'avion n'était pas repliable, n'importe quel procédé adéquat peut être utilisé pour coller ou attacher le matériau flexible aux nervures ai on le désire. I1 apparaît maintenant que tandis Que l'aile est assez robuste et peut fournir une portance suffisante, elle est aussi construite de manière à pouvoir être repliée facilement à des fins de transport et d'entrepôt. Bien que les nervures d'extrémité 60 et 6Ga ainsi que montrées scient rectilignes, elles peuvent etre aussi bon cambrées de manière à ce que les ailes de l'avion apparaissent semi-elliptiques an vue plane, ce qui améliora l'apparence esthétique de l'appareil. Une attache 70, avant une partie rattachée à l'extré- mité du longeron 52 et une partie rattachée au longeron 44 permet d'attacher ensemble l'aile gauche et l'aile droite. Une attache similaire 70a permet d'attacher ensemble le longeron 44a et le longeron 52a. Les longerons de l'empennage 44 et 44a formant un angle dièdre et sont dirigés vers l'arrière; les valeurs de l'angle dièdre et de l'angle de cette directin peuvent être choisies ainsi que nécessaires. I1 est seulement preférable que. les longerons 44 et 44a puissent être attachés aux longerons 52 et 52a respectivement. Une fois attachés, une structure triangulaire est formée ainsi que le montre une vue plan (Figure p). Cette attache donne une certaine rigidité à l'avion bien qu'une majeure partie des ailes et l'empennage soient construites d'un matériau flexible ou non-rigide.Rigidité et robustesse sont obte@u@@ @ @@@ en et sans additienner d'au@@@ @@@@@@ @@@@@@@@@@@ @ @@@@@@@@@ ajouter au poids. @@@ @@@@@le, l structure triangulaire don@e de la ri@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@@. Le fuselage peut par conséquent être très étr@it. Encore une fois, ceci réduit la teille, le poids et le coüt de l'avion En particulier, un das avantages de la rigidité résultant de la structure triangulaire est qu'elle permet à l'aile et aux longerons de l'empennage 44, 44a, 52, 52a de résister aux charges appliquées par la tension du câble de bord de fuite, sans@re@uir des longerons execs@ive ent massifs ou @esa@ts. @@@ vue avant de l'avion montre la cha@ ente triangulaire qui résulte du fait que les extrémités de l'e@@ennage reli es @u f@sel@@e soient si uées au-dessous de celles reliées aux ailes. La résistance en c@@ @ession des @longerons des ailes permet de supporter les longerons de l'emgennage 18, 20 contre les forces aérodynamiques s'exerçant sur ceux-ci.Ceci permet d'utiliser dans l'empennage des longerons de section plus faible lesquels par conséquent sont plus légers et moins coûteux que si les longerons des ailes n'étaient pas capables de résister en com@rassion. En référence à la Figure 9,un schéma illustre une vue avant de l'avion. Les lignes 130 et 132 représentent les lon@erons d'empennage 18 et 20, les lignes 134 et 136 représentent les ailes 14 et 16 et la ligne 138 représente le fuselage 12. Les flèches 131, 133 montrent les charres et forces auxquelles l'empennage est soumis. La disposition triangulaire permet aux ailes de résister à ces forces. Cette structure, par c@nséquent, représente un avantage réel. De plus, cette structure permet d'avoir un fuselage 12 très étroit et de lergeur co@stente tout le long. De '-lus, il doit etre entendu que bien que le projet d'avion montré dans les Figures 2 et 3 indique un empennage en flèche et une aile droite, de variations sur ce projet sont envisagées et sont dans l'esprit des revendications attachées. Far exemple, les ailes peuvent aussi être mises en flèche, pointant vers l'arrière ou même l'avant, jusqu'à environ 30 si on le désire, tandis que l'angle formé entre les longerons 44 et 44a de l'empennage peut être changé en accord Ûvcc les dimensions d'un promet particulier.De plus, les lon@erons d'extrémité 60, 60am @@@@rér à u@ @n@le obtus par rapp@rt aux le @@ons @@@@@@@@, @@@ @@@@@@@ivement peuvent être @@ucus @@@@@@@@@@@@@ rene@@trer à un engle aigu ou bie à @@@@gle droit ou . ême à @voir une disposition courbe ainsi @ue déjà @@@i@nné. Le gouvernail double 22, montré plus en détail dans la Figure 2, est divisé en deux moitiés 22a et 22b. Chaque moitié de gouvernail pe':t être manoeuvrée indépendarment de l'autre, ainsi que le montre la ligne pointillée pour le demi-gouvernail 22a, ou en conjonction avec l'autre moitié du gouvernail, suivant le mouvement que l'on désire donner à l'appareil. la type de construction à aile flexible utilisé pour l'empennage et les ailes peut aussi être utilisé pour l'arête ou gouvernail 23, Figure 3, et le gouvernail lui-même si on le désire.Les moitiés du gouvernail sont reliées de la manière habituelle par des câbles ou quelqu'autre dispositif (absent de la figure) au palonnier 72 lequel est situé de manière a être manoeurré par les pieds et les jambes du pilota. Le palonnier est séparé en deux parties et pivota autur du pivot 74. Chaque partie du palonnier est restreinte par des ressorts (absents de la figure) pour aligner celui-ci dans la position montrée. Cependant, en utilisant ses jambes, le pilote peut changer la position de chaque moitié du palonnier indépendamment de l'autre, causant un changement correspendant dans la position des moitiés du gouvernail 22a et 22b. Le gouvernail double pout être utilisé comme aéro-frein simplement en ouvrant lns deux moitiés du gouvernail 22a et 22b d'un angle égal dans des directions opposées. Le gouvernail peut être utilisé d'une manière plus traditionneile pour contrôler l'avion en lacet en sournant dans la même direction les moitiés du gouvernail 22a, 22b à travers des angles approximativement égaux. Alternativement, le gouvernail peut être utilisé pour contrôle de mouvement en lacet aussi bien qu'utilisé comme aéro-frein en pivotant chaque moiti@@ du gouvernail à travers un angle différent pour chacune d'elles.Le controle de l'appareil suivant un axe vertical peut aussi être obtenu simplement en défléchissant@une des moitiés du gouvernail tout en gardant l'autre dans la position montrée dans la Figure 2. Ainsi, si la moitié du gouvernail 22a est défléchie suivant la position montrée par les @@intillés, l'avant de l'appareil aura tendance à s'orienter vers la gauche. Il doit etre entendu que les formes du gouvernail et de l'arête de celui-ci ainsi que mo@trées dans la Figure 3 sont con- es @@tiellement pour des raisons esthétiques, et d'autres que celles-ci seraient du domaine de la présente invention.De plus, des dérives de stabilité verticales @euvent âtre ajoutées, tel du'aux extrémités des ailes, 51 on le d@sire. Le Figure 5 illustre en plus de détails la construction de l'aile, Montrant sa simplicité et son caractère innov@teur. On voit plus clairement que le longeron 59 qui forme le bord d'attaque de l'aile est de forme aérodynamique, creux et pointe vers le bas. (Un longeron de section différente, par exemple,circulaire, pourrait être utilisé mais n'aurait pas les avantages mentionnés ci-dessour).Une unique nappe 56 de matériau flnxible peut autre collée au longeron ou attachée par d'autres moyens tels qu'un ruban adhésif ou peut être enroulée autour du longeron à partir de la position indiquée par le chiffre 76, et ensuite tendue vers l'arrière jusqu'au câble 54 qui définit le bord dè fuite de l'aile. Cn voit qu'en vol l'aile prend la forme d'un profil aérodynamique classique. Le longeron peut être construit de n'importe quel matériau convenable, tel que du bois, ou peut être creux à l'intérieur ainsi qu'indiqué, et dans ce cas le longeron peut être construit en tôle métàllique par exemple. Bien entendu, comme dans le cas d!une voile, des lattes peuvent être utilisée afin' de raidir l'aile si on le désire. Il doit être noté que la structure de l'aile delta Figure 5 diffère des structures utilisées auparavant, par exemple, par Platz dans les années 192C, par l'Université de Princeton dans les années 1960, par Herreshoff en 1927, et par Gerhardt en 1937. L'aile de Platz comprenait aussi un matériau souple, mais il apparaît que dans son cas le longeron de bord d'attaque avait une section circulaire et que le matériau flexible -'tait enveloppé de façon lâche autour de ce longeron et attaché sur lui-même.L'aile de Princeton vint en deux versiins et comprenait un 'longeron avant qui était de section soit circulaire ( ou elliptique) soit semi-circulaire ( ou semi-elliptique) et de plus comprenant deux nappes de matériau flexibletséparées l'une de l'autre et formant une surface portante. Herreshofi a aussi inclus un longeron avant de section semi-circulaire ou en forme d'obus et ayant une première nappe de matériau flexible reliée a la partie supérieure du longeron et une seconde nappe reliée à la nrtie inférieure du longeron. La seconde nappe s'étend jusqu'à un point situé approxi- mativement a mi-chemin le long de la corde de la première nappe et à laquelle elle était alors attachée. Finalement la voile de Gerhardt comprenait un longeron de section circulaire auquel les nappes flexibles supérieures et inférieures étaient attachées pour former une surface portante. Le matériau flexible était placé lâchement seulement autour du longeron. Les avantages de l'aile de la Figure 5 sur ces premières techniques comtrennent@ un coefficient de portance maximum plus élevé à cause de l'abaissement du bord d'attaque, un coefficient de trainée réduit du fait de- la forme aérodynamique du bord d'attaque, et un poids réduit grâce à l'utilisation d'une seule nappe de matériau flexible. Ces avantages s'accompagnent d'une résistance accrue à la- tendance à lofer car la structure triangulaire de l'avion, décrite auparavant, permet une haute tension dans les câbles de bord de fuite 54, 54a, 46 et 46a. Un autre avantage majeur de la présente invention réside dans la facilité de son opération en vol et au sol grâce à un dispositif de commande très simple qui permet à un individu avec peu ou même sans aucun entraînement de manoeuvrer l'appareil convenablement. La Figure l illustre un mode de réalisation du dispositif de commande. Un caDle de commande 84 relie le câble de bord de fuite 46a de la partie droite de. l'empennage avec lo câble de bord de fuite 54a de l'aile droite. On notera que le câble de contrôle est relie au fuselage par un anneau-86 ( Figures 1 et 2) de te île manière à pouvoir être aisément empoigné -r le pilote qui est assis dans le siège 24. De même, le câble de commande 88 rattache le câble de bord de fuite 46 de la partie gauche de l'empennage au câble de bord de fuite de l'aile gauche. Un anneau 87 similaire à l'anneau 86 relie le câble 88 au fuselage de manière à pouvoir être aisément. empoigmé par le pilote qui est assis dons son siège 24. Des tendeurs ou quelqu'autre @@ en peuvent être ajout@s pour aj@ster la longueur des câbles 84 et 86 à la vol rté du pilete. Il est envisamé que les câbles s @@@t @âches au moment où ils sercht saisis par le pilote. Des anneaux font passer les cas les près du fuselage à côté du pilete do telle façon que s'il les lâche accidentellement il peut facilement les reprendre. Un dissositif de commandes alternatif est illustré dans la Figure 6. Un câble de commande 90 est relié au câble de bord de fuite 54 de l'aile gauche et enroulé autour des poulies 92,94, 95 ét 96 qui sont toutes attachées au fuselage. TJn câble de commande similaire 98 est attaché au câble bord de fuite 54a de l'aile droite et a quatre poulies -(absent de la figure). if doit être entendu que les anneaux du dispositif de commande de la Figure 1 et les poulies du dispositif de commande de la Figure 6 sont seulement des mécanismes à basse friction permettant au câble de changer de direction, et que d'autres mécanismes, tels que des guides tubulaires peuvent être utilisés pour schever les mêmes resultats. Dans le contexte des buts de cet avion, l'un ou l'autre des dispositifs de commande @eut être utilisé , bien que le dispositif oe commande mentionné en dernier s'attache seulement aux ailes.La méthode par laquelle le pilote manipule les câbles pour contrôler son vcl est expliquée ci-dessous. Le contrÔle de l'avion au sol est amélioré en formant les cables de bord de fuite de l'aile et de la partie d'empennage correspondantes d'une seule pièce continue. Par exemple, en référence à la Figure 6 où les câbles de bord de fuite de l'aile et de la partie droite de l'empennage sont formés d'une seule pièce continue. Les bords de fuite de l'aile et de l'empennage forment les deux extrémités du câble continu tandis que la partie du miliéu 100 glisse le long du fuselage et .n travers une ouverture 102 à l'arrière ou la partie arrière du fuselage, et une ouverture 104 à l'avant ou la @artie avant du fuselage.D'une manière identique les câbles de bord de fuite de l'aile gauche et de la partie gauche de l'empennage peuvent etre fabriqués d'une seule pièce continue qui ne sera ni décrite en détail ni montrée afin de montrer plus clairement le câble droit. Un anneau retenteur 10 est att@ch@ au f@selage et engage la partie centrale 100 du câble dreit afin d'assure@ @'étet de t@@@@@@ requie. @@ur détendre le câble de bord de fui@e il suffit de désen@@@er la @@@tie centr@le 10@ de l'anneau 10 . @@@y a besoin d'avoin un câ@le de bor@ de fuite qui soit bien tend@ afi@ d'éviter que le matériau flexible, qui agit comme surface portante, ne s'enfle excessivement.Un tel enflement causerait une perte de @ortsnce et une augmentation de la traînée induite. Pour préparer l'envol de l'avion à partir de sa position dépliée de que le nontre la moitié droite de la Figure 7, les câbles de bord de fuite de l'aile et de l'empennage , sont ten@us en engageant la partie centrale 100 avec l'anneau 106. Un câble placé à l'opposé pour le côté gauche de l'avion ont tenc e faon os similaire-. En laissant les câbles de bord de fuite lâches jusqu au r..oent de l'envol, il est peu probable que l'appareil décolle dans ces conditions, meme dans un vent fort, car les ailes flexibles vont simplement flotter plutôt que soulever l'avion.Il ést aussi plus aisé de manoeuvrer l'avion au sol dons cette condition avant l'envol. Cependant, un fois que les câbles sont tendus, les surfaces portantes de l'avion deviendront plus rigides et prendront la forme classique d'un profil aéro- dynamique quand il y a une vitesse relative suffisante entre l'aile et l'air. Pour commander l'avion en l'air, le pilote, avant l'envol, prend dans ses mains les câbles de commande, tels que les câbles 84, 88 de la Figure 1, ou dans le dispositif de commande alternatif les câbles de commande 90 et 98 dans la Figure b. L'appareil est propulsé en avant soit par une catapulte, soit en étant tiré, ou bien en descendant une pente le long d'un reil. Bien cûr, si l'avion est autopropulsé, il tut décoller de la manière conventionnelle. Une fois en l'air, l'avion peut être manoeuvré seulement ar le mouvement des mains du pilote, Pan exemple, si on veut beisser l'aile @@uche, le pilote deplacers ses mains vers la gauche. Dans.le mode de réalisation d7 la Figure 1, son action tendra le câble 84, qui à son tour me tra en tension les câbles 54a et 46a. @n augmentant la tension dans les câble de bord de fuite, la partie de l'empennage et l'aile correspondantes se raidiront davantage et augmenteront ainsi leur portance, créant le mouvement de roulis dSsiré. Ainsi il existera plus de pertance sur le côté droit de l'appareil eue sur on côté gauche.L'aile gauche et la partie gauche de l'empennage restent à la même tension car le cable 88 était initialement dans un état lâcne. S'il veut baisser l'aile droite, le pilote n'a qu'à déplacer ses mains vers la droite pour raidir l'aile gauche et la partie gauche de l'em pennage. Ainsi, le câble 88 se raidit et cause une augmentation de portance sur le côte gauche de l'appareil. Pour faire baisser le-nez de l'app-teil, la pilote n'a qu'à pousser de ses deux mains à une distance égale vers l'avant, occasionant un état de tension dans les parties des câbles 88, 84, situées entre les mains du pilote et les bords-de fuite 54a, 54, des ailes. Ceci augmenter@ la portancè des ailes, cousant l'es ailes a monter et le pivotement au ne vers le bas. Les forces de portance, de l'empennage resteraient les mêmes parce que les parties des câbles 84, 88 situées entre les mains du pilote et les bords-de fuite de l'empennage restent lâches.Pour pivoter le nez -vers le haut, le pilote renverse le procédé, c'est-à-dire qu'il tire ,vers lui les câbles 84,88, provoquant un état de tension accru dans. les câbles de bord de fuite 46, 4,6a et augmentant ainsi la force de portance sur l'empennage. En même temps les câbles 84, 88 entre les mains du pilote et les câbles de bord de fuite 54a, 54'de l'aile resteront dans un état lâche. Il doit être bien entendu que les câbles 84, 84 peuvent être rattaché s à un manche à balai, ou à un volant plutôt que tenus directement par le pilote. En référence eu mode de réalisation montré dans la Figure 6, le contrôle de l'appareil est simplement obtenu en tirant les câbles 90 et 98 de la maniere désirée. Par exemple, pour baisser l'aile droite, le pilote ramène simplement sa main droite vers lui et pousse sa main gauche vers l'avant. Ceci occasionera un état de tension dans le câble 90 à une position située sousl'aile gauche 14 de telle manière aue la portance de l'aile gauche est augmentée. En meme temps, la partie du câble située au-dessus de l'aile droite 16 est mine en tension, limitant ainsi sa portance. Pour baisser l'aile gauche, le pilote renverse simplement le mouvement de ses trains, créant un état de tension dans un direction vera le bas sur l'aile 16, réduisant ai si sa portance, tandis qu'en même temps le pilete augmente la tension dans le partie du câble située au-dessus de l'aile 14 de manière à @u@@enter sa portance. Le moment résultant pousse l'aile gauche vers le bas. Pour pivoter le nez vers le bas, le pilote n'à qu'à pousser vers l'avant avec ses deux mains. Ceci met en tension les parties des câbles 90 et 98 situées sous les ailes et augmente la portance sur les ailes, t'ettsnt les ailes en un m@uvement vers le haut et le nez vers le bas.Pour pivoter le nez vers le haut, le pilote ramène vers lui les câbles 9C et 98 ce qui à son tour occasionne un état de tension au-dessus de chacune des ailes, forçant les ailes à perdre une partie de leur portance, pivotant ainsi les ailes vers le bas et le nez vers le haut. Un avantage du mode de réalisation particulier du dispositif de commande montré dans la Figure 6 est que les câbles sont situés dans une position relativement élévée par rapport au sol, et au contraire du dispositif de commande de la Figure 1, il est moins--probable qu'ils soient happés par des obstacles au sol au moment du décollage ou de l'atterrit sage. Comme dans le mode de réalisation de la Figure 1, les câbles.du mode de réalisation de la Figure 6 peuvent aussi être attachés à un v-olant ou à un manche à balai plutôt que tenus directement par-le pilote. Un avantage additionel du mode de réalisation de la Figure 6 consiste en ce que les câbles de commande servent à manoeuvrer le bord de fuite des ailes vers le bas ou vers le haut, plutô-t que vers le bas seulement -comme dans le mode de réalisation de la Figure I.De cette manière, un moment de roulis plus important est créé. A l'atterrissage, les câbles de bord de fuite ,sont détendus en les faisant glisser hors de l'anneau 1C6, et de l'anneau correspondant sur le côté opposé du fuselage, afin de minimiser la possibilité qu'une forte rafale soulève involontairement l'appareil partiellement ou complètement du sol. Un autre avantage majeur du présent appareil est son excellente stabilité. Ceci est accompli en pointant vers le bas les longerons de l'empennage 44, 44a (Figure 2). -es lonerons 44, 44a sout pointés vers 1 bas par rapport au longeron 52 ainsi cu'illustré dans la Figure 5. Ceci, combiné au rétrécissement des ailes de l'empennage, a pour résultat de diminuer l'angle d'incidence de chaque section de celles-ci en allant vers leur extrémité. Cet effet améliore la stabilité longitudinale de l'avion. Cette diminuation peut être contrôlée e choisissant convenablement le rétrécissemant et combien le longeron pointe vers le bas.Un autré avantage venant de rattacher l'empennage aux ailes réside dans le fait que les parties extérieures de l'empennage agissent comme un volet de courbure sur les parties correspondantes de aile, augmentant ainsi le coefficient de portance maximum de l'aile-et réduisant la tendance au dé-crochage aux extrémités des ailes. Le décrochage à l'extrémité des ailes est plus indésirable qu'un décrochage commentant au centre dé l'aile parce que le premier résulte en un mouvement de roulis. Ainsi que mentionné, é, le fuselage est recouvert. de préference,de n'importe quel matériau réquis pour des motifs esthétiques. Si en fait l'appareil est recouvert, il est désirablé qu'il ne le soit que jusqu'au patin 36, sans recouvrir celui-ci car l'élément 36 peut jouer le rôle d'un ski à l'atterrissage. -Ceci pourrait-arracher tout matériau couvrant l'élément 36. En laissant l'élément 36 à son rôle de ski, on simplifie d'autant plus la construction tout en assurant une structure légère. Pour améliorer la sécurité de l'avion et la protection du pilote,- référons-nous aux Figures 2 et 3. Les béquilles dé bout 110 et 112- sont rattachéés aux parties extrêmes de l'empennage juste à l'avant des attaches 70, 70a qui attachent les ailes et l'empennage. Les béquilles de bout; 110 et 112 sont fabriquées de préférence en acier flexible afin de pouvoir absorber le choc de l'atterrissage. Ces béquilles de bout non seulement améliorent la stabilité à l'atterrissage en limitant le tanguage, mais aussi PeuVent jouer un rôle au cas a l'avion heurterait un objet tel qu'un arbre.Par exemple, si le longeron 44 -heurte un arbre assez brusquement, la partie gauche de l'empennage, 18 se détacheûpit de aile 14. Cependant, à cause de l'emplacement de la béquille de bout 110, la construction triar,gulaire formée par les longerons 44, 54 et le fuselage 12 resterait intacte parce que la force de l'impact forcerait la @ueue . à sa replier vers l'intérieur vers le fuselage 12. Cependant, la béquille de bout @@@ @lisse le lop@ du longeron 52 ce qui tend à laisser l'avion dans @@ configu@tion rigide initiale. La béquille de bout retardera le mouvement de l'empennage vers le fuselage par friction. L'élasticité de la béquille de bout et la friction encre celle-ci et le longeron 52 de l'aileabsorberont une grande partie de l'énergie de la collision. La structure triangulaire ne s'affaissera au'au nomment où la béquille de bout soit cédera soit sera déformée jusqu'à un point tel qu'elle se libère du longeron de l'aile ou bien que soit le longeron de l'empennage soit le longeron d'aile se cassent. La béquille de bout peut aussi être rattachée au longeron d'aile, bien qu'en cas de collision les avantages venant d'être mentionnés seraient perdus. T1 sera noté que la rigidité de l'avion est @articulièrement élevée dans le plan formé par les longerons 44, 44a, 52, et 52a. C'est dans ce plan que l'avion subira les forces d'inertie les plus élevées. lors d'une décélération brusque. I1 sera noté qu'en cas de collision, ces forces d'inertie seront beaucoup plus élevées que les charges agissant sur un planeur durant un vol normal ou même un vol acrobatique. I1 est clair que l'avion possède sa plus haute rigidité dans le plan où agissent les plus importantes charges. Ainsi que déjà mentionné, un autre avantage de la structure triangulaire est qu'elle assiste les longerons d'aile de l'empennage a résister à la déformation résultant de la tension des câbles de bord de fuite. En reliant les longerons , la charge agissant sur chaque longeron à cause la tension des câbles est ainei réduite. Ceci permet d'avoir une section et un poids total réduits pour les longerons par rapport au cas où il ne le seraient pas. Bien sûrs cela abaisse le coût et le poids de l'appareil. L'appareil est aussi muni d'uns ceinture de sécurité et d'un harnais, bien que ceua@-ci s@ient absents des schémas. Et, bien sûr, le siège 24 peut entre assez large pour accomoder deux personnes si on le désire. Ainsi que mentionné au@@r@vant, un autre avantage majeur de la présente invention réside-dans le fait qu'elle puisse être repliée, et ainsi facilement transportée et emmagasinée. En référence maintenant à la Figure 7, une moitié de l'appareil 10 est en nosition repliée et l'outre en position déplié. Ainsi que mentionné junaravant, la queue gauche 1 18 est rattachée au fuselage 12 de manière à pouvoir pivoter autour de la charnière 50, tandis aue de myome l'aile gauche 14 est reliée au fuselage de manière à pouvoir pivoter autour des la charnière 58. Le repliage de l'appareil se fait très simplement. En premier, l'attache 70 (Figure 2) qui relie l'empennage et l'aile est désengagée. Ensuite, la sounente d'extrémité est désengage de la nervure d'extrémité 60 permettant à celle-ci de pivoter autour de la charnière 62 jusqu'à une postion approximativement parallèle au longeron 52. La soupente d'extrémité elle-même pivote autour dè la charnière 68 et est rattachée ainsi que nécessaire au longeron 52 dans une position essentiellement parallèle à celui-ci. Ensuite, l'aile est tournée vers l'avant jusqu'à une position parallèle au fuselage, ainsi que le montre le -côté gauche de la Figure 7 dans la position repliée. Enfin, l'empennage est tourné vers l'arrière dans la direction du fuselage jusqu'à une position approximativement parallèle à celui-ci comme le montre le schéma.De même, la partie droite de l'empennage et l'aile droites peuvent être repliées jusqu a une position correspondante au côté gauche de l'avion. De. préférence, attaches ou autres moyens sont utilisés cour retenir l'avion dans sa position repliée. Les attaches 70, 70a peuvent être arrangées de manière à rattacher une sese. aile et partie d'empennage au fuselage, ou bien des aile et parties d'empennaze ondoyées. Le matériau flexible de l'erpennage et. de l'aile peut ~ être du "dacron", du "mylar" ou matériau similaire. La rigidité de la oueue provient du longeron-de bord d'attaque et de la tension dans le câble de bord de fuite. La rigidité de l'aile provient du longeron de bord d'attaque, de la nervure d'extrémité de l'aile, d.a la soupente d'extrémité et de la tension dans le câble de bord de luit?. De la rigidité supplémentaire vient de l'assemblement triangulaire de l'aile et de l'empennage avec un membre central. formé par le fuselage. La partie avant du fuselage, y compris l'élément 34, Figure 4, sont incurvés en forme de partie supérieure d'un profil aérodynamique. Le matériau flexible de l'empennage devrait être rattaché au membre 34 entre les positions 114 et 115 de lo Figure 4. On voit, dans la Figure 8, une version autoprosulsée de l'avion. La partie avant de l'avion est légèrement agrandie tour recevoir le moteur 120 et de son support. On devra ajouter des commandes de gaz, des i@struments, des roues et autres mécanismes requis pour un appareil autopropulsé, bien que ceux-ci soient absents du schéma. En référence encore à la Figure 1, le câble remorqueur 150 est attaché à l'appareil 10 et 2 un mécanisme 152 montré schématicuement destine a augmenter la traînée sélective- mént quand une caractéristique de vol déterminée à l'avance est excédée. Ce mécanisme est l'objet de mon dépôt de brevet U.S. N 351.307 " Mécanisme de contrôle de l'altitude", daté du 21 Mars 1973, et ainsi qu'il est expliqué d'une manière plus complète dans celui-ci, le mécanisme fournit une traînée minime à l'avion dans son premier mode d'opération. Cependant, au cas oli l'avion dépasserait une altitude déterminée à l'avance, le mécanisme, dans son second mode d'opération, exerce une traînée importante sur l'avion de manière à augmenter l'angle de la pente d'approche. Ce dispositif peut servir à mettre en action des commandes telles qu'aérofreins quand une certaine limite déterminée à l'avance est dépassée. h l'aide de ce dispositif utilisé en accord avec les aéro-freins, l'apnareil peut être utilisé 3 des fins de loisirs avec une importante marge de sécurité. Dans notre mode de réalisation préféré, nous recommendons un planeur ayant une envergure d'environ neuf mètres, une longueur d'environ sept mètres, une surface portante d'environ dix-neuf mètres carrés (aile et empennage). La pente d'approche la lus désirable est de 1 : 4 à 1 : 9. Il doit être entendu que l'angle d'aporoche peut être changé (avec les aéro-freins par exemple) de manière à s'adapter au terrain d'utilisation. Pour une version autopropulsée, une augmentation dons la longueur avant (voir Figure 8) est recommendée, de manière à monter un moteur de 60 à 100 chevaux. REVENDICATIONS c 1. Aéronef comprenant : un fuselage; une surface portante reliée audit fuselage et s'en prolongeant vers l'extérieur, ladite surface portante comportant un longeron de bord d'attaque; et deux longerons se prolongeant vers l'extérieur, reliés audit fuselage à une certaine distance en avant de 1'attache dudit longeron mentionné en premier, lesdits deux longerons ayant leurs extrémités extérieures reliées audit longeron mentionné en premier, lesdits longerons ayant, vus en plan, une configuration triangulaire. 2. Aéronef selon la revendication I, caractérisé en ce qu'il comporte des surfaces portantes supplémentaires pour lesquelles lesdits deux longerons 'forment des bords d'attaque, en ce qu'une ouverture est prévue, à l'intérieur de ladite configuration triangulaire1 entre lesdites surfaces portantes supplémentaires et ladite surface portante mentionnée en premier, lesdits-longerons ayant une configuration triangulaire, vus d'avant en élévation, et en ce que ledit longeron mentionné en premier est disposé de façon à résister aux charges de portance-exercées sur lesdites surfaces portantes supplémentaires. 3. aéronef selon la revendication 1 ou 2, caracd:érisé en ce que : ledit fuselage comprend des parties avant et arrière; ledit longeron mentionné en premier est fait de deux parties reliées à la partie arrière, une partie droite et une partie gauche, une première charnière'reliant faaete' partie droite audit fuselage ,et une seconde charnière reliant ladite partie gauche audit fuselage, lesdites parties gauche et droite étant repliables par pivotement vers ladite partie avant; et lesdits deux longerons mentionnés en second sont faits de deux parties reliées à la partie avant du fuselage, une partie droite et une partie gauche, une troisième charnière reliant ladite partie droite audit fuselage, et une quatrième charnière reliant - la dite partie gauche audit fuselage, les longerons mentionnés en second étant repliables par pivotement vers ladite partie arrière dudit fuselage. 4. Aéronef selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé.en ce qu'il comprend un premier et un second patins fixés chacun aux extrémités extérieures respectives desdits deux longerons mentionnés en second, lesdits patins étant disposés de façon à glisser le long dudit longeron mentionné en premier vers ledit fuselage, quand lesdits deux. longerons mentionnés en second reçoivent un choc. 5. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite surface'portante comprend un bord de fuite, et en ce qu'il comprend un câble de commande relié audit bord de fuite de ladite surface portante et se prolongeant jusqu'audit fuselage à proximité d'ur. emp3.acement dudit fuselage réservé au pilote dudit aéronef, ledit câble de commande permettant, lorsqu'on le manoeuvre de modifier l'assiette dudit aéronef, ledit crible étant fixé à une arête verticale pour permettre de disposer ledit câble a"'- dessus et au-dessous dudit bord de fuite de ladite surface portante afin de faire monter ou descendre ledit bord de fuite. 6. Aéronef comprenant : un fuselage; une première surface portante flexible reliée audit fuselage et s'en prolongeant pour former des parties gauche et droite, ladite première surface portante comportant des bords de fuite et d'attaque; une seconde surface portante flexible reliée audit fuselage et s'en peolongeant pour former des parties gauche et droite, ladite seconde surface portante comportant des bords d'attaque et de fuite; un premier câble de commande ayant deux extrémités, une extrémité reliée à la partie gauche de ladite première surface portante et.l'autre extrémité reliée à.la partie gauche de ladite seconde surface portante; un second câble de commande ayant deux extrémités, une extrémité reliée à la partie droite de ladite première surface portante et l'autre extrémité reliée à la partie. droite de ladite seconde surface portante. 7. Aéronef selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de retenue de cibles fixé audit fuselage de façon à guider lesdits câbles de commande, un premier cible de bord de fuite se prolongeant de façon continue le.'long des bords de fuite desdites parties gauches desdites surfaces por tantes, et un seco-nd câble de bord de fuite se prolongeant de façon continue le long des bords de fuite desdites parties droites desdites surfaces portantes. 8. Aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de retenue de câbles fixé audit fuselage de façon à retenir lesdits cabres de bord de fuite dans une position relativement tendue,. lesdits câbles de bord de fuite étant mobiles entre deux positions une première position dans laquelle lesdits cables de bord de fuite sont en prise avec ledit moyen de retenue de cables de manière que lesdits câbles de bord de fuite soient relativement tendus,et une seconde position dans laquelle le-sdits cibles ds bord de fuite sont libérés dudit moyen de retenue de cables de manière que lesdits cables de bord de fuite soient relativement détendus. 9. Aéronef comprenant : un fuselage; une première surface portante flexible reliée audit fuselage et s'en prolongeant pour former des parties gauche et droite, ladite première surface portante comportant des bords d'attaque et de fuite; une seconde surface portante flexible reliée audit fuselage et s'en prolongeant pour former des parties gauche et droite, ladite seconde surface portante colportant des bords d'attaque et de' fuite; un premier cabale de bord de fuite se prolongeant ,de façon continue le long des bords de fuite desdites parties gauches desdites surfaces portantes; et un second cible de bord.de fuite se prolongeant de façon continue le'long des bords de fuite desdites parties droites desdites surfaces portantes. 10. Aéronef comprenant : un fuselage; une surface portante reliée audit fuselage et s'en prolongeant vers l'exté- rieur,. ladite surface portante comportant un longeron de bord de-fVite; et.un gouvernail divisé en deux relié audit fuselage et disposé immédiatement en arrière de la surface portante et dans l'écoulement d'air de cette dernière de façon à modifier ledit écoulement d'air afin d'accroftre la tramée induite-de ladite surface portante lorsqu'on agit sur le gouvernail en le divisant.