FR2623468A1

FR2623468A1 - Avions et hydravions multifuselages a trois surfaces portantes

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Publication number: FR2623468A1
Application number: FR8716273A
Authority: FR
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1987-11-24
Filing date: 1987-11-24
Publication date: 1989-05-26
Anticipated expiration: 2007-11-24
Also published as: FR2623468B1

Abstract

Les avions et hydravions multifuselages à trois surfaces portantes selon l'invention, comportent au moins deux fuselages 1 espacés et rigidement reliés par un plan canard avant 2, encastré entre les pointes avant des fuselages 1, une aile centrale 3 d'une surface portante principale comportant également deux ailes latérales externes 4, et au moins un empennage arrière comportant un plan fixe 5, monté sur au moins un fuselage 1, chacun des fuselages 1 portant une dérive 6, et au moins un moteur 7 est monté dans la pointe arrière d'un fuselage 1 ou en porte-à-faux sur ce dernier, ou fixé à l'aile centrale 3 ou encore à une aile latérale 4. La coopération des fuselages 1 et des trois surfaces portantes 2, 3-4, 5 assure une répartition longitudinale et transversale des charges qui est homogène sur la structure de l'aéronef, dont elle permet l'allégement. Application à la construction d'avions et hydravions gros porteurs et à très long rayon d'action.

Description

La présente invention se rapporte à des aéronefs multifuselages à plusieurs surfaces portantes, plus part i - cu i i è rernent du type avion et/ou hydravion , c'est-à-dire volant sans l'assistance de composants plus légers que l'air , et l'invention a plus particulièrement pour objet ce tels avions et/ou hydravions multifuselages à trois surfaces portantes
On a déjà proposé de nombreuses réalisations d'avions et/ou hydravions équipés de propulseurs ou moteurs fixes , et comprenant au moins deux fuselages sensiblement parallèles et espacés les uns les autres , et reliés rigiaement les uns aux autres par au moins deux surfaces portantes
Par le brevet US 2 368 288 , on connaît un avion comprenant deux fuselages courts et trois poutres longitudinales , dont l'une est entre les deux fuselages et chacune des deux autres respectivement d'un côté latéralement à l'extérieur des deux fuselages , lesquels sont reliés l'un à l'autre ainsi qu'aux poutres par une voilure princi pale munie d'ailes externes , étendant latéralement à l'extérieur des poutres externes, tandis que les trois poutres longitudinales , dont chacune porte, à son extrémité avant , un moteur , sont rigidement reliées les unes aux autres , par leurs extrémités arrière , au moyen d'un unique plan fixe arrière porteur et muni de parties d'extrémités latérales s'étendant latéralement à l'extérieur des deux dérives portées par les parties d'extrémité arrière des deux poutres externes .Bien que cet avion soit du type bifuselage , il conserve un aspect classique du fait des deux surfaces "portantes" dont il est équipé , à savoir une voilure principale , en position médiane par rapport à la longueur des deux fuselages, et un plan fixe arrière , faisant fonction d'empennage arrière et encastré sur chacune des trois poutres longitudinales au niveau de la dérive qu'elle porte
Par le brevet US 3 884 132 , on connaît également un avion b i fuselage à deux surfaces "portantes" , dont
I'une est une aile principale et centrale , de forme rectangulaire , s'étendant en position médiane centrale entre les deux fuselages, et supportant le ou les moteurs ou propulseurs de l'avion , tandis que l'autre surface est conssituée de deux demi-empennages arrière , monté chacun sur l'extrémité arrière de l'un des deux fuselages , et s'étendant I a té r a I eme n t vers s I'extérieur des deux fuselages, au niveau de la dérive portée par chacun d'eux , cette dérive étant classiquement équipée d'une gouverne de direction, tandis que chaque demi empennage arrière comporte un plan fixe sensiblement horizontal équipé d'une gouverne de profondeur Ex . Eventuel lement , un troisième fuselage, plus court que les deux premiers, peut être monté entre ces derniers et relié à chacun d'eux par une demi-aile centrale et principale, supportant un moteur. Dans ce cas, le troisième fuselage ne comporte ni dérive ni empennage .Bien que cette solution semble présenter des avantages sur le plan aérodynamique et acoustique , du fait de l'effet tunnel assuré entre les fuselages formant des cloisons latérales pour la voilure principale , du fait du soufflage de cette dernière par le ou les moteurs , du fait de la position des empennages arrière à l'extérieur des deux fuselages,et donc en dehors de l'effet de masque de la voilure principale, aux incidences critiques, ainsi que du fait de la limitation de l'émission sonore latéralement et vers l'avant ,en raison de la présence des deux fuselages latéraux, un tel avion n'a fait l'objet d'aucune exploitation commerciale, probablement du fait de l'insuffisance de ses performances rapportées à l'augmentation de la trainée aérodynamique totale et de la masse des structures impliquées.

Par le brevet US 4 165 058 on connaAt également un avion bifuselage à ai le en tandem , comportant une ai le avant et basse , de forme rectangulaire , s'étendant laté ra liement à l'extérieur des deux fuselages, et une aile arrière ou plan fixe arrière , formant un unique empennage, de forme en plan rectangulaire, s'étendant également latérale me n t à 1 'extérieur des deux fuse 1 age s , et encastré sur les extrémités supérieures de deux dérives dont chacune est portée par l'un des deux fuselages.La propulsion peut être assurée par deux turbo-réacteurs montés chacun en porte-à-faux sur le flanc interne de l'un des fuselages, juste en arrière de l'aile principale avant , les deux moteurs pouvant également être chacun monté sur une des deux dérives , ou encore suspendu en nacelle sous le plan arriè- r e fixe avec éventuellement un troisième moteur, en position centrale entre eux.Présentant sensiblement les mêmes avantages que la réalisation proposée dans le brevet US précédermnent analysé, un tel avion n'a pas non plus été réalisé ni exploité , probablernent parcequ'il présente les mêmes inconvénients
Par ailleurs, de nombreux projets d'avions de type canard ont été étudiés et réalisés récemment , et ont permis d'obtenir des améliorations très nettes des performances , en particulier en ce qui concerne le raccourcissement des longueurs de décollage et atterrissage , I'augmentation de la charge, I'accroissement de la maniabilité et
l'obtention d'une meilleure finesse , surtout en vol de croisière rapide à haute altitude .A titre d'exemple , on connaAt par le brevet US 2 944 764 un biréacteur bifuselage à aile delta et monodérive, dont chacun des deux fuselages porte un plan canard en saillie vers l'extérieur sur le
flanc externe à proximité de sa pointe avant . Une telle architecture aérodynamique, spécifiquement adaptée aux avions supersoniques , n'a fait l'objet d'aucune extrapolation sous forme d'avion de ligne exploitable commercialement et économiquement
On connaRt également de nombreuses propositions et réalisations d'avions monofuselages à deux ou trois surfa ces portantes , éventuellement à configuration canard , selon une architecture aéronautique qui tend à se propager notamment parmi les avions militaires à réaction et les biturbopropulseurs d'affaires à hélices propulsives ,présentés ces dernières années .Sur de tels monofuselages bi-turbopropulseurs , à voilure fixe, à trois surfaces portantes dont un empennage canard avant , et dont un exemple est décrit dans la demande de brevet européen 0 084 686, les moteurs et hélices se montent sur le bord de fuite d'une aile principale très en arrière , et qui peut éventuellement présenter une forte flèche positive, dans le but d'éliminer le bruit en cabine et d'assurer aux passagers un confort similaire à celui offert par les petits biréacteurs de l'aviation générale . Les deux hélices sont ainsi très resserrées autour d'une pointe arrière de fuselage étroite, et procurent un effet d'aspiration intense et large sur l'aile principale, ce qui améliore le rendement aérodynamique et réduit le couple de lacet en cas de panne d'un moteur .A l'avant , le plan canard , éventuellement équipé de dispositifs complexes de volet de courbure , et en position basse par rapport à l'aile prin cipale haute et à a' l'empennage arrière encastré sur l'extrémité supérieure de la dérive, équilibre l'avion autour de l'axe de tanguage . Bien que la cabine soit d'une longueur relativement grande , comparée à l'envergure de l'aile principale, le plan canard induit sur l'aile principale un effet hypersustentateur qui s'ajoute à l'effet d'aspiration des hélices sur cette aile et améliore les performances non seulement au décollage mais aussi dans toutes les conditions de vol . Cependant , pour l'ensemble de ces avions militaires et/ou civils,des problèmes de stabilité en profondeur et en lacet ne semblent pas complètement résolus, et le pilotage de ces avions reste souvent délicat , la plupart d'entre eux ayant recours au concept de contrôle autornatique généralisé ,avec commandes de vol èlectriques,permettant d'assurer une stabilité artificielle pour éliminer ces défauts. Toutefois , en cas de panne de l'un des nombreux composants électroniques d'un tel système de commandes de vol , ces défauts risquent de réapparaitre brutalement.

Il a également été proposé par le brevet français 2.473 466 d'équiper d'une troisième surface portante un avion monofuselage à voilure fixe , du type à surfaces portantes placées en tandem ,comprenant des ailes principales ue préférence monoplanes fixées en un point intermédiaire du fuselage , et un empennage horizontal à au moins un plan stabilisateur fixe et monté à l'arrière du fuselage , la troisième surface portante étant disposée en tandem avec les deux autres sur faces portantes et constituée par un empennage canard situé en avant du centre de gravité de l'avion, I'empennage canard se composant, de chaque côté ou fuselage , d'un plan fixe canard, éventuellement à position angulaire sélectivement réglable , et d'une gouverne mobile de bord de fuite , tandis que le plan stabilisateur fixe de
l'empennage arrière, également muni d'une gouverne de profondeur , est éventuellement également à position angulaire sélectivement variable , chaque aile principale étant équipée , de manière connue en soi , d'au moins un volet hypersustentateur etlou d'un bec de bord d'attaque, de sorte que
les gouvernes de bord de fuite de l'empennage canard puissent être asservies à la position du ou des volets hypersustentateurs et/ou à la position du ou des becs de bord d'attaque , ainsi qu'à l'angle d'incidence de l'avion, à sa vitesse , à la position angulaire du plan stabilisateur de
l'empennage arrière , et de sorte que le braquage de ces gouvernes soit conjugué automatiquement aux déplacements des volets hypersustentateurs et/ou becs de bord d'attaque, et , enfin, que les positions relatives du plan fixe de
l'empennage canard et du plan fixe de l'empennage arrière puissent etre sélectivement modifiées . Bien qu'une telle configuration canard procure les avantages incontestables mentionnés ci-dessus, elle demeure toutefois affectée d' inconvénients propres qui sont un bras de levier trop court pour l'empennage canard, et ses volets ou gouvernes de profondeur, et parfois une mauvaise interaction entre le sillage des extrémités de l'empennage canard et l'aile principale.

Pour ces raisons , d'autres formules d'avions monofuselages à deux ou trois surfaces portantes ont été proposées , notamment par le brevet US 4 390 150. Ce brevet propose des avions monofuselages à ailes en tandem , comportant deux ailes de surface similaire , dont une aile haute , à dièdre négatif , fixée à proximité de la pointe avant du fuselage , auquel elle est reliée par deux étais et sous laquelle sont suspendus deux moteurs en nacelles, sous l'intrados et en avant du bord de fuite, tandis que l'autre aile est une aile arrière , à dièdre positif , à flèche positive comme l'aile avant , mais encastrée sur l'extrémité supérieure des deux parties d'une dérive en V et en contreflèche , et sous laquelle deux moteurs sont montés en porte-à-faux chacun sur l'un des deux flancs latéraux de la pointe arrière du fuselage .Dans une seconde réalisation de ce brevet , I'aile avant et l'aile arrière, toutes deux à flèche positive , sont en forme d'ailes de mouette , I'aile avant se raccordant en position basse sur le fuselage . Enfin,dans une troisième variante , I'aile avant est une aile basse, à dièdre faiblement positif et à flèche positive , tandis que l'aile arrière comporte un plan fixe central rectangulaire et transversal , s'étendant entre les deux parties de la dérive en V et se prolongeant latéralement et vers l'extérieur par deux parties d'extrémité à flèche positive et à dièdre légèrement positif . De tels avions , étudiés comme projets d'avions cargos géants , ne semblent pas avoir été réalisés à ce jour.

On connu? t également, par les brevets français N0 2 519 934 et 2 521 521,des avions monofuselages et bipoutres à plusieurs surfaces portantes encastrées sur les deux poutres latérales et sur le fuselage entre les deux poutres .Dans le brevet français 2 519 934, le nombre oe surfaces portantes peut varier de deux à une dizaine, ces surfaces portantes ou ailes étant disposées en quinconce et encastrées sur le fuselage avec des décalages en hauteur en formant, de chaque côté du fuselage, un dièdre dont l'arête est constituée par la poutre latérale disposée de ce côté .On réalise ainsi une structure dans laquelle les ailes , les empennages de pro fondeur et le fuselage sont maintenus dans une triangulation indéformable , du fait de la présence des deux poutres latérales .Dans une variante à deux surfaces portantes, I'une d'elle est une surface portante avant comportant deux ailes à flèche positive , tandis que l'autre est une surface portante arrière comportant deux ailes ou empennages arrière à flèche négative , L'ensemble des deux surfaces portantes constituant une aile en losange ou rhombo'idale , dont les extrémités des ailes de chaque côté du fuselage, sont rigidement liées l'une à l'autre par l'intermédiaire de la poutre latérale correspondante .Dans les autres variantes , à plus de deux surfaces portantes, chaque surface portante à partir de la troisième est ancrée sur le fuselage au même niveau que l'avant dernière surface portante qui la précède et elle se trouve donc dans le sillage de celle-ci.En raison de l'effet de masque qui en résulte, ainsi qu'en raison des interactions entre les extrémités rigidement liées des ailes en losanges et les poutres latérales , les solutions aérodynamiques proposées dans ce brevet ne semblent pas avoir donné lieu à la construction effective d'avions correspondants
Quant au brevet français 2.521.521 , il concerne un avion convertible et bimoteur, à tro-is surfaces por tantes , disposées en tandem et reliant les deux poutres latérales au fuselage, la surface portante avant étant agencée sous la forme de deux a i les dont chacune supporte un moteur et qui pivotent avec les moteurs autour d'un axe transversal , perpendiculaire au plan longitudinal et mé aian de l'avion. Sur un tel avion, la commande et le contrôle du basculement de ces ailes avant et de ces moteurs , ainsi éventuellement que d'un moteur arrière, ne peuvent être assurés que par des dispositifs complexes et extrêmement coûteux , raisons pour lesquelles des avions convertibles de ce type sont toujours au stade expérimental.

Un autre avion convertible ou à décollage et atatterrissage court ou à la verticale (V-STOL) , mais de type bifuselage , a été proposé par le brevet français 2 018 604. Dans ce brevet, les deux fuselages sont reliés l'un à l'autre par trois surfaces portantes, dont l'une est un plan de queue et dont les deux autres sont directement aajacentes 1 'une à l'autre sensiblement à mi longueur entre les fuselages , celle en position avant formant une aile centrale rigide, tandis que l'autre est agencée en caisson en forme de surface portante qui supporte quatre moteurs et pivote autour d'un arbre transversal avec les quatre moteurs qu'elle supporte . Une telle solution présente les mêmes inconvénients que l'avion convertible mentionné cidessus .

On connaît également par le brevet français 2 183 076 un aéronef de transport de type bifuselage à trois surfaces portantes agencées chacune en aile transversale reliant les deux fuselages et s'étendant latéralement à l'extérieur de ces derniers , les trois ailes étant disposées en tandem, I'une à proximité de la pointe avant des fuselages , la seconde en position centrale , approximati- vement au milieu des fuselages,et la troisième à proximité de la pointe arrière des fuselages .Mais pour assurer une sustentation suffisante de cette structure,en coopération avec les trois ailes , l'aéronef comporte également deux ensembles de sustentation plus légers que l'air disposé s latéralement de part et d'autre de la structure constituée par les deux fuselages et les trois ailes , et auxquels se raccordent les extrémités des trois ailes . Cet aéronef, qui n'est donc pas un avion et ne peut être aménagé en hyoravion , a pour inconvénient que le transport d'une charge marchande élevée ne peut être assuré que par l'utilisation a ensembles de sustentation plus légers que l'air d'un volume considérable .Il en résulte , en vol , une tramée aérodynamique extrêmement importante , et donc une faible vitesse de déplacement en translation horizontale , incompatible avec les exigences de rapidité devant être satisfaites pour le transport de passagers
D'autre part, par le brevet français 1 38z 288 il a déjà été proposé oe réaliser un corps aérien , constitué par l'assemblage d'un grand nombre d'éléments de base de section aérodynamique ayant la forme de barre ou de tube
Ce corps est constitué par un ou plusieurs modules de base assemblés , le module de base comportant deux éléments longitudinaux et parallèles, de forme rectangulaire , portant à l'avant des moteurs et, à l'arrière, des dérives, et deux éléments transversaux , rectangulaires, espacés, parallèles l'un à l'autre, et , par l'association de plusieurs modules , on réalise une sorte de "grille volante" , dont les éléments faisant fonction d'ailes présentent éventuellement un ou plusieurs dièdres . Aucune réalisation pratique d'un tel système volant modulaire ne semble avoir été construite à ce jour.

Par ailleurs, il a été proposé dans le brevet US 4 265 416 un système de lancement d'un véhicule orbital comportant des véhicules ou engins d'accélération , propul sé s par turboréacteurs et réutilisables, et accouplés de manière amovible à un véhicule orbital réutilisable, en forme d'aile delta élancée, et propulsé par moteur-fusée, l'ensemble accouplé du véhicule orbital et de ses deux véhicules d'accélération constituant un aéronef à trois surfaces portantes , dont deux d'entre elles , en forme d'ailes delta tronquées , et constituant les surfaces portantes des deux véhicules d'accélération, sont situées sous l'aile delta élancée du véhicule orbital , et cet ensemble accouplé décollant comme un avion , le retour sur terre des deux véhicules d'accélération s'effectuant après leur séparation du véhicule orbital , à la suite d'une mise en vitesse et d'une montée à haute altitude . Les trois composants de ce système à deux étages sont donc chacun pourvus d'une seule surface portante qui leur permet de venir se poser individuellement sur le sol, en fin de mission.

Enfin, il a été proposé par le brevet US 2 921 756 de faciliter les décollages et atterrissages d'avions à long rayon d'action et de tonnage élevé (lourdement chargés) à l'aide d'un engin auxiliaire réalisé sous la forme d'un chariot de décollage et d'atterrissage, équipé d'un train d'atterrissage surdimensionné et muni également de deux surfaces portantes. Lorsque l'avion, ayant une voilure classique comportant une aile principale encastrée au fuselage et un empennage arrière, au niveau de la dérive, est accouplé à son chariot volant d'atterrissage et de décollage, qui comporte lui-même deux poutres longitudinales espacées latéralement et reliées l'une à l'autre par une aile principale et un plan arrière fixe , on obtient un aéronef à quatre surfaces portantes, dont les deux surfaces portantes de l'avion sont au-dessus des deux du chariot volant d'atterrissage et de décollage .Ce dernier s accouple de manière amovible à l'avion, de sorte qu'il puisse être largué après le décollage et réaccouplé à l'avion en vol , avant l'atterrissage .Pour ces raisons, le chariot de décollage et d'atterrissage est lui-même constitué comme un avion auxiliaire
Le but de la présente invention est de proposer une nouvelle architecture aérodynamique d'avions muitifuse- lages permettant de réaliser des avions de transport et/ou oe tous autres usages, subsoniques et/ou supersoniques, de plus grande capacité, à poids maximum au décollage plus élevé, capable de transporter des charges utiles dans des proportions plus importantes que des avions mono fuselages et/ou b i fuselages à oeux surfaces portantes de mêmes spécifications, et qui restent cependant d'une taille compatible avec les dimensions des pistes et chemins de roulement et autres équipements des aéroports actuels.

Un autre but de l'invention est de proposer des avions multifuselages qui présentent des performances aéro- dynamiques améliorées , tel les qu'ils puissent atterrir et décoller sur des distances relativement courtes, comptetenu de leurs masses , et atteindre rapidement une altitude de croisière élevée avec une pente de montée importante, en diminuant ainsi très sensiblement la zone d'impact au sol du cône sonore issu des moteurs, et donc les nuisances sonores occasionnées aux riverains des aéroports
Afin de renforcer cet avantage, I'invention a encore pour but de proposer une architecture aérodynamique qui se prête facilement à des dispositions extrêmement favorables des moteurs pour , tout à la fois, diminuer l'émission du bruit des moteurs, en particulier latéralement et vers l'avant , augmenter la sustentation procurée par la voilure, et diminuer les conséquences défavorables, notamment autour de l'axe de lacet , d'une panne de l'un des moteurs.

Un autre but encore de l'invention est de proposer une architecture aérodynamique " auto-stable",c'est-à-dire qui tende à sortir d'elle-même d'une configuration de vol critique ou dangereuse, du fait par exemple d'une incidence critique , et qui ne nécessite pas l'installation de com mandes de vol électriques e t lo u optiques,assurant une sta
Li lité artificielle à l'aéronef ,au sein d'un système de contrôle actif généralisé de l'appareil.

Un autre but encore de l'invention est de proposer des avions multifuselages qui peuvent avantageusemet et à à moindre frais être réalisés par l'assemblage de plusieurs fuselages d'avions actuellement déjà construits et/ou en cours de construct ion, dont la majorité des composants et/ou équipements , y compris les moteurs ainsi que des parties essentielles au moins des voilures, sont conservées et/ou facilement extrapolées ou transformées , afin de bé riéficier de l'effet d'allongement des séries pour aboutir à aes prix de revient économiques, ou afin de réutiliser en les modernisant des avions de seconde main , à bas prix d'achat
Un autre but encore de l'invention est d'appliquer l'architecture aérodynamique propre à l'invention à la réalisation d'hydravions géants bi ou tr ifuselages, de type catamarans ou trimarans , c est-à-dire dont chaque fuselages constituant une coque, fait simultanément office de flotteur , de sorte qu'aucun flotteur supplémentaire ne soit requis pour assurer la stabilité nécessaire sur l'eau.

Un autre objet enfin de l'invention est de réaliser un avion-porteur , pour le transport ou utilisable comme plate-forme de lancement de véhicules spatiaux et
lanceurs de satellites tels que fusées et/ou navettes spatiales , éventuellement avec l'assistance d'au moins un étage intermédiaire supportant ces véhicules et lanceurs et lui-même supporté par l'avion - porteur
A cet effet, l'aéronef selon l'invention, du type avion et/ou hydravion mul t ifuselages et à plusieurs surfaces portantes , comprenant au moins deux fuselages sensiblement parallèles et espacés les uns des autres , et reliés rigidement les uns aux autres par au moins deux surfaces portantes, et également équipé de moteurs fixes est un aéronef qui se caractérise en ce qu' il comprend uniquement trois sur faces partantes, dont l'une est une sur face partante asant, camp or t a n t un plan canard formant un empennage avant , proche de l'extrémité avant des fuselages qu' il relie les uns aux autres , et encastré au moins dans les parties avant sur les flancs internes des deux fuselages en position latérale externe, une seconde surface partante étant une surface portante principale, comportant une ai le centrale s'étendant entre les fuselages latéraux externes et encastrée dans les fuselages quelle relie également les uns aux autres , et deux ailes latérales symétriques par rapport au plan longitudinal et médian de l'aéronef , et s'étendant chacune latéralement à l'extérieur de l'un des deux fuselages latéraux externes et la troisième surface portante est une surface portante arrière, formant empennage arrière, et comportant au moins un plan arrière monté sur au moins un fuselage, de sorte que les trois surfaces portantes et les fuselages assurent une répartition longitudinale et transversale sensiblement homogène des charges sur la structure de l'aéronef , dont ils permettent l'allégement , chaque fuselage comportant au moins une dérive sur sa partie d'extrémité arrière
Une telle architecture aéronautique à trois surfaces portantes positives et à plusieurs fuselages présente de nombreux avantages : la combinaison de l'effet tunnel obtenu par la canalisation de l'écoulement de l'air entre les fuselages parallèles et espacés , avec l'effet de fente, résultant de la circulation de l'air entre les trois surfaces partantes, qui présentent avantageusement un décalage relatif en hauteur , la surface portante arrière étant oe préférence en position haute par rapport aux deux autres surfaces , elles-mêmes à des niveaux différents l'une de
l'autre ,afin qu'aucune des deux surfaces portantes situées en arrière du plan canard avant ne se trouve, sauf dans des configurations anormales extrêmes de l'aéronef, dans le sillage perturbé provenant d'une surface portante qui la précède, procure un excellent rendement aérodynamique .Les fuselages et les dérives qui les surrnontent constituent des cloisons marginales efficaces , remplissant une fonction "antidécrochage" , respectivement pour, d'une part, le plan canard avant et la surface partante principale, et d'autre part , pour la surface portante arrière , le cloi sa nneme n t transversal des surfaces portantes par la présence des fuselages ayant pour effet, aux grandes incidences de l'aéronef , de retarder l'apparition d'une diminution de partance, qui restera localisée et partielle.

Bien entendu, pour augmenter encore la par tance il est de plus avantageux d'équiper les bords d'attaque des trois surfaces portantes de becs expansibles,de type connu, procurant à la surface portante correspondante une hypersustentation tout en lui permettant d'adopter une assiette a'approche modérée, afin de ne pas gêner la visibilité du pilote, ni créer d'effet de masque pour la ou les surfaces portantes en arrière de celle considérée .De même , les bords de fuite du plan canard avant et de la surface portante principale sont , d'une manière bien connue en soi, avantageusement équipés de volets de courbure et a'intrados , à fente , de tout type connu, pour augmenter la surface portante et la courbure, ces volets pouvant servir de gouverne de profondeur sur le plan canard , en position "toute sortie" ou intermédiaire, tandis que sur la surface portante principale, ces volets peuvent servir d'ailerons complémentaires , en particulier sur les ailes latérales, où ils viennent complèter efficacement les ailerons montés, de manière classique, à proximité des extrémités des ailes externes, le bord de fuite de l'aile centrale étant également avantageusement équipé d'une très grande surface d'aileron , afin d'obtenir une excellente maniabilité autour de l'axe de roulis , surtout aux basses vitesses , pour les atterrissages et décollages courts, alors qu'aux grandes vitesses les ailerons des ailes latérales sont suffisants , car leur action est amplifiée par lteffet d'un bras de levier important par rapport à l'axe de roulis.

De plus, sur un avion présentant l'architecture aéronautique propre aéronautique à 1 ' invention, les deux fuselages latéraux externes constituent des écrans antibruit , s'opposant à une diffusion latérale de l'onde sono r e provenant d'un ou plusieurs moteurs avantageusement aisposés entre ces deux fuselages latéraux externes .Par ailleurs, la portance positive de l'empennage arrière engendre un couple piqueur qui permet d'équilibrer le couple de cabrage résultant de la portance positive s exerçant sur le canard avant. En autre, la portance positive qui se développe sur chacune des trois surfaces de voilure de l'avion multifuselage selon l'invention permet la prise en charge par chaque surface de voilure du poids de sa structure , de la structure des parties de fuselage adjacentes des portions correspondantes de charge marchande, ainsi que des équipements correspondants , tels que moteurs, atterrisseurs etc, ce qui permet d'obtenir une répartition sen s iblement homogène des charges sur les différents éléments oes trois voilures Cette répartition longitudinale et transversale des poids de structure des équipements , de la cargaison et de l'ensemble propulsif, non seulement le long de l'envergure de la surface partante principale (aile centrale et ailes latérales ) mais aussi sur les empennages avant et arrière , réduit les moments de flexion s'exerçant sur toutes leurs emplantures . En particulier , on peut ainsi équilibrer les efforts de flexion verticale se développant sur la partie arrière des fuselages , du fait du poids de structure de cette partie arrière, de la charge qui est transportée, et , éventuellement, de la présence de moteurs en porte-à-faux sur le fuselage, en position axiale dans ces derniers, ou encore montés dans l'empennage arrière . Il en résulte une moindre fatigue de la structure de l'avion .El conséquence,l'architecture aéronautique propre à la demande, de type multifuselage , et de préférence bi ou tri-fuselage , et à trois surfaces portantes positives, permet tout à la fois de rigidifier la structure en l'allégeant , avec un gain très sensible, supérieur à 7 environ pour un bifuselage , et à 14% environ pour un trifuselage sur le rapport de la masse totale à la masse à vide , en comparaison avec un avion mono fuselage à voilure classique.

Dans une forme de réalisation plus particulièrement destinée à la constitution d'un avion bifuselage et porteur, destiné à transporter entre ses deux fuselages latéraux et au-dessus des extrados de son plan avant canard et de son aile centrale , un engin ou avion-fusée supersonique , faisant fonction d'étage intermédiaire pour le lan- cement d'une fusée et/ou navette spatiale , chaque fuselage oe l'aéronef porte, sur sa partie d'extrémité arrière, un empennage indépendant de l'autre fuselage ,afin de permettre l'utilisation des moteurs des engins ou avions-fusées en configuration accouplée.

Cependant, l'architecture aéronautique particulière propre à l'invention permet d'utiliser des empennages avant et arrière à grand allongement . L'encastrement du plan canard avant sur une profondeur relativement grande dans les parties d'extrémité avant des fuselages permet de lui donner un grand allongement géométrique fictif et assure une robuste liaison entre les parties avant des fuselages .Pour ce qui concerne l'empennage arrière, il est possible de lui donner un grand allongement en constituant la surface partante arrière sous la forme d'un unique plan fixe arrière, reliant rigidement tous les fuselages , en ayant une profondeur limitée, plus faible que celle du plan canard avant et , bien entendu, que celle également de la surface portante principale , la finesse du plan fixe arrière étant de plus sensiblement supérieure à celle de la surface portante principale, dont la finesse est elle-même sensiblement supérieure à celle du plan canard avant, afin d'améliorer la stabilité de l'aéronef .La liaison rigide entre tous les fuselages qui est assurée par le plan arrière fixe permet également d'augmenter la résistance de la structure aux torsions latérales-, pouvant en particulier résulter de la présence de moteurs en porte-à-faux sur les flancs surtout internes des parties arrière de fuselage, car le plan fixe arrière forme avec les deux fuselages latéraux un quadrilatère arrière,refermé sur le caisson de l'aile centrale, de même que le plan canard avant forme avec les deux fuselages latéraux un quadrilatère avant refermé sur ce même caisson d'aile centrale
Dans ce cas , il est avantageux que, d'une part le plan fixe arrière s'étende latéralement à l'extérieur, au-delà des deux fuselages latéraux externes , et que, d'autre part, le plan canard soit encastré entre les deux fuselages latéraux externes sans s'étendre latéralement à l'extérieur de ces derniers.On obtient ainsi que les parties latérales externes du plan fixe arrière sont toujours maintenues hors du sillage perturbé provenant de l'aile centrale ou du plan canard avant , de sorte qu'elles con servent leur efficacité , d'autant plus importante que leur allongement est grand, et qu'elles présentent chacune une forme trapézoïdale , avec un bord d'attaque en flèche positive et/ou à bord de fuite en contre-flèche, de façon à assurer une bonne stabilité autour de l'axe de tanguage d'autant que les parties latérales externes du plan fixe arrière sont , de même que sa partie centrale s'étendant entre les deux fuselages latéraux externes, équipées de gouvernes de profondeur . Les bords d'attaque du plan fixe comportent, éventuellement, des dispositifs hypersustentateurs , tels que des becs expansibles, similaires à ceux des deux autres surfaces portantes.

De plus, afin que l'architecture aéronautique à trois surfaces portantes selon l'invention réduise les pos sibil ités et la rapidité de survenance de configurations de vol dangereuses, tel les que le "passage par l'avant " ou l'auto-cabrase , il est de plus avantageux que les ailes latérales de la surface portante principale et les parties latérales de la surface partante arrière qui sont externes aux fuselages latéraux externes , présentent une flèche, un calage en incidence et un profil tels qu'elles subissent les phénomènes d'ondes de chocs soniques, ou viennent au décrochage aérodynamique après l'aile centrale de la surface portante principale, décrochant elle-même après 1 e plan canard .Ainsi , le flottement (buffeting) ou le décrochage au plan canard avant l'aile centrale , dans toutes les configurations (becs et volets rentrés , sortis ou en posi tion intermédiaire), engendre aussitôt un couple piqueur , qui provoque une diminution d'incidence pour la surface portante principale et le plan fixe arrière, d'où l'élimination du flottement ou du décrochage en channe sur ces voilures . La portance positive du plan fixe arrière et l'action du pilote sur la commande de profondeur accentuent cette correction, d'où il résulte une sortie quasiment immédiate d'une configuration dangereuse , avec une faible perte de portance et d'altitude . Il est à noter que le flottement ou le décrochage en premier du plan canard ne soustrait qu'une faible partie de la portance totale , et engendre aussitôt un couple piqueur correctif.

Malgré ce dernier, si le pilote maintient la configuration dangereuse jusqu'à provoquer un flottement ou une "perte de vitesse" sur l'aile centrale, le décrochage en second lieu oe cette dernière engendre également un couple piqueur sta bil isateur, qui ramène l'avion dans une configuration normale , du fait que les ailes latérales externes flottent ou oécrochent toujours après l'aile centrale,et du fait de la présence des deux fuselages latéraux externes , constituant des cloisons marginales au "anti-décrochages " qui i nte rd i - sent la propagation des perturbations aérodynamiques de l'aile centrale vers les ailes latérales
Dans ces conditions, par rapport, d'une part, à l'architecture aéronautique classique des avions, avec un empennage arrière le plus souvent déporteur , et quelque fois seulement porteur , et, d'autre part, la configuration a'avions canard , on constate que l'architecture aéronautique multifuselage à trois surfaces portantes positives selon l'invention, corrige les défauts et lacunes de l'une aes deux formules par les qualités de l'autre , et réciproquement
Bien entendu, un meilleur comportement de l'aéronef selon 1' invention autour de l'axe de roulis sera obtenu si les saumons d'extrémitss des ailes latérales sont remplacés , par des dispositifs- comportant une extrémité a'aile, du côté du bord d'attaque, en forme de delta tronqué et recourbée vers le bas.Ces éléments permettent ae garder une portance élevée en régime tourbillonnaire , aux très grands angles d'attaque , et décrochent beaucoup plus tard que l'aile latérale correspondante, de forme générale trapézoidale , et éliminent ainsi les départs en autorotation .

Autour de l'axe de lacet , la maniabilité peut être améliorée , également , grâce à un développement en hauteur de chaque dérive arrière, et à l'emploi éventuel a'une gouverne de direction à double braquage sur chaque aérive . De plus , on peut prévoir sous chaque fuselage une dérive inférieure arrière, éventuellement équipée d'une gouverne de direction supplémentaire.

Le plan canard avant , dont l'envergure est de préférence plus faible que celle du plan fixe arrière, car, u'une part, ce dernier s'étend dans la plupart des cas à l'extérieur des fuselages latéraux , contrairement au plan canard avant , et , d'autre part, le plan canard avant peut être d'urle energure inférieure d'une largeur de fuselage à celle de la partie centrale du plan fixe arrière, lorsque ce oernier s'encastre sur les dérives latérales , peut présenter une forme générale en plan rectangulaire , avec une surface alair qui se développe donc en profondeur , ce qui facilite son encastrement avec une grande robustesse dans les flancs internes de la partie d'extrémité avant , de forme évolutive , des fuselages au moins latéraux , ce qui permet d'obtenir un effet de taille de guêpe éliminant au moins partiellement les effets désavantageux résultant a' interactions du type aile-fuselage . Un tel plan canard rectangulaire , avantageux sur les avions de transport de fret et de passagers . peut être remplacé par un plan canard en forme de double trapèze , symétrique par rapport au plan lDngitudinal et médian de l'aéronef , et présentant un bord a' attaque ayant une flèche positive , en particulier lorsque l'aéronef est utilisé comme avion-porteur d'un ensemble à un ou plusieurs étages de satellisation ou mise en orbite , qui peut nécessiter une installation, sous la pointe avant en porte-à-faux et triangulaire du plan canard , d'un atterrisseur rétractable supplémentaire , ou d'un chariot de décollage larguable .Afin d'améliorer le caractère "auto-stable" de l'aéronef , indépendamment de la position de la gouverne de profondeur au plan canard avant , ce dernier comporte avantageusement un caisson fixe présentant un calage à incidence fixe supérieure à celle des deux autres surfaces portantes
L'effet de taille de guêpe, comme mentionné cidessus, est avantageusement obtenu lorsque le plan canard avant est décalé en hauteur,vers une position médiane par rapport à la position basse de la surface portante principale et à la position haute de la surface portante arrière, lorsque cette implantation du canard demeure possible .Cependant, il est également possible , lorsque l'aile centrale et les deux ailes latérales sont en position basse , d'implanter le plan canard aant au niveau ou juste au-dessus du plancher cie la cabine et/ou du poste d'équipage , ou encore de l'encastrer en position surbaissée dans une soute ventrale des fuselages. lais cette disposition est fortement déconseillée pour les hydravions, sur lesquels le plan canard est avantageusement implanté au niveau du plafond de la cabine et/ou du poste d'équipage des fuselages . D'une manière générale, le plan canard d'une part, et les moteurs portés par l'aile centrale a'autre part sont disposés à des niveaux opposés par rapport à celui de l'aile centrale .Si les moteurs sont en-dessous de veau au-dessus de l'extradas de cette aile centrale, tandis que si les moteurs de l'aile centrale sont au-dessus de l'extradas de cette dernière, le plan canard sera en-dessous du niveau de l'intrados de cette aile centrale.

Pour les avions et hydravions bifuselages , et afin de faciliter la liaison entre les deux fuselages et d'éviter aes phénomènes de flottement aéroélastique , il est possible que la surface partante principale présente une aile centrale de forme en plan rectangulaire , ayant de préférence une profondeur sensiblement égale à celle de la nervure a'encastrement des ailes latérales externes de cette sur face partante principale dans les fuselages .Cette solution procure un allongement maximal à l'aile centrale, mais , si l'écartement important qui en résulte entre les fuselages latéraux , et donc si la voie importante des atterrisseurs externes ne sont pas compatibles avec la désserte de certains aéroports , il est alors préférable que la surface partante principale présente une aile centrale en forme de double trapèze agencée en aile delta tronquée , dont la flé- che du bord d'attaque est éventuellement plus prononcée que la flèche des ai les latérales externes de la surface portante principale , tandis que le bord de fuite de l'aile centrale reste sensiblement perpendiculaire aux axes des fuselages et/ou en légère contreflèche , de sorte que la flèche moyenne des cordes de profil de l'aile centrale soit sensiblement la même que celle des ailes latérales et exter es . Cette forme en double trapèze perrnet de rapprocher les fuselages latéraux et de diminuer les interactions ailefuselage, par rapport à une aile rectangulaire, courte, de même sur face et envergure, e t de grande profondeur, car elle permet de conserver les mêmes nervures d'encastrement dans la direction de l'axe des fuselages .Sur une telle aile centrale en double trapèze , des phénomènes aéro-élastiques se développent sur la pointe avant triangulaire et en porte-à- faux et, pour constituer des balourds ou contrepoids nécessaires à combattre le développement de tels phénomènes, il est avantageux qu'un réservoir a e carburant etlou au moins un atterrisseur principal et central et/ou au moins un moteur soient fixés dans ou à la partie avant triangulaire de l'aile centrale . De plus, cette dernière présente avantageusement une surface d'intrados sensiblement horizontale entre les deux fuselages latéraux et une épaisseur qui se développe vers l'extradas , à partir des emplantures sur les fuselages , de sorte que l'extrados présente un dièdre négatif .De la sorte , l'aile centrale en double trapèze engendre un sillage en V inversé qui , aux configurations extrêmes à angle d'attaque important , ne produit d'effet de masque que sur une zone peu étendue et centrale de la partie centrale du plan arrière fixe . Ce sillage perturbé en V inversé très ouvert résulte, lorsque l'aile centrale en double trapèze tombe en perte de vitesse
du décrochage des filets d'air qui se produit au voisinage des zones de l'aile d'épaisseur maximale, qui restent pratiquement parallèles au bord d'attaque . Il en résulte une perte d'efficacité très partielle au niveau du plan arrière fixe . A noter également qu'une aile centrale en forme de oouble trapèze procure un effet de tunnel plus intense entre les fuselages plus rapprochés , ainsi qu'une diminution du couple déséquil ibreur autour de l'axe de lacet , en cas de panne d'un moteur fixé à cette aile centrale, ou en porte-B- faux sur l'un des fuselages dans l'intervalle entre ces derniers.

Dans le cas d'aéronefs du type tri fuselages, et en particulier d'hydravions trimarans , l'aile centrale de I a surface portante principale, le plan canard avant et la partie centrale du plan fixe arrière sont avantageusement constitubés chacun respectivement d'un couple d'éléments de voilure ou d'empennage avant ou arrière, symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe du fuselage central , qu'ils relient aux fuselages latéraux. Dans ce cas, il est avantageux que les deux éléments de voilure de l'aile centrale soient deux éléments trapézo-idaux , encastrés chacun dans le fuselage central et dont le bord d'attaque présente une flèche positive prononcée, alors que le bord de fuite présente éventuellement une légère cantreflèche .Ainsi, ces avions ou hydravions trifuselages disposent de six éléments a e surface portante positive groupés par paires pour former les trois surfaces portantes de la structure aéronautique propre à l'invention. Une telle réalisation élimine de plus toute partie triangulaire en porte-à-faux vers l'avant, et qu'il serait indispensable de compenser par la présence d'un balourd ou contrepoids , afin de lutter contre les phénomènes d'aéro-élasticité .

Par ailleurs, les conditions d'équilibrage et de maniabilité en tanguage demeurent sensiblement identiques à celles d'un aéronef bifuselages, et la répartition des charges sur les trois voilures à portance positive ainsi que 1 'encastrement sur les trois fuselages, au centre et aux deux extrémités de chacun d'eux, combinés avec l'utilisation d'une aile centrale et d'un plan canard ayant des grandes envergures, et donc des surfaces relativement grandes, permet d'obtenir un allongement très efficace pour ces surfaces portantes ainsi que pour le plan fixe arrière .Les effets de fente et de tunnel entre les trois surfaces portantes et les trois fuselages , complétés par l'aspiration et/ou le soufflage du plan canard avant et de l'aile centrale par le ou les moteurs installés , comme précisé ci-dessous , entre les deux fuselages latéraux externes,procurent une très forte hypersustentation sur environ les trois quart de la surface partante totale .Ceci améliore considérablement les performances au décollage notamment , et permet à l'aéronef trifuselage de décoller sur de courtes distances et d'atteindre des altitudes de croisière très élevées avec une pente de montée très forte.ldais cette hypersustentation autorise également une diminution appréciable de la surface totale ainsi que de la tramée d'ensemble des trois voilures, de sorte que l'aéronef trifuselages peut être réalisé avec un poids de structure beaucoup plus faible que trois fois le poids d'un aéronef monofuselage correspondant .Un tel aéronef capable de transporter des cargaisons extrêmement importantes, re-ste cependant d'un coût de construction économique, car il est réalisé à partir d'un grand nombre d' é I éme n t s mo du I a i r e s , produits en grandes séries . De plus , l'architecture trifuselages permet aisément la construction de plusieurs versions bien adaptées à des utilisations et applications particulières . En particulier, pour les avions trifuselages ou hydravions trimarans , les ailes centrales peuvent être extrapolées à partir d'éléments communs aux avions bifuselages et hydravions catamarans.Par exemple, les emplantures sur les fuselages latéraux peuvent être les mêmes sur tous ces appareils .Sur les appareils trifuselages , l'extrapolation se produit vers le centre, en rajoutant des surfaces de voilure trapézoidales homothéti crues de plus grande profondeur et épaisseur
Sur les aéronefs bifuselages ou trifuselages selon l'invention, le plan arrière fixe peut être encastré sur les pointes arrière des fuselages , lorsque la surface portante principale est en position basse, et le plan canard avant en positions médiane ou surbaissée , mais le plan arrière fixe peut également être encastré dans les dérives, et même coiffer éventuellement ces dernières, en particulier lorsque la surface portante principale est en position haute sur les fuselages .Dans une forme simple de réalisation, le plan fixe arrière comprend une partie centrale, s'étendant entre les deux fuselages latéraux externes , et qui est de forme rectangulaire et perpendiculaire , dans sa plus grande di mansion, à l'axe des fuselages , et deux parties latérales externes , de préférence très développées , qui s'étendent latéralement à l'extérieur des deux fuselages latéraux externes , et qui sont chacune de forme trapézoïdale avec un bord d'attaque en flèche positive et un bord de fuite s étendant sensiblement dans le prolongement du bord de fuite de la partie centrale .Cependant , sur les aéronefs du type trifuselage , et en particulier les trimoteurs comportant un moteur dans la pointe arrière ou en porte-à-faux à l'arrière de cette pointe arrière de chaque fuselage , le plan fixe arrière présente avantageusement une flèche symétrique par rapport à l'axe du fuselage central , de part et d'autre duquel ce plan fixe arrière présente deux portions centrales de liaison aux dérives des fuselages latéraux et en forme de parallélogrammes se rejoignant sur la dérive centrale portée par le fuselage central . Cette flèche du plan arrière fixe peut être une flèche positive, et dans ce cas les deux dérives latérales sont reculées par rapport à la dérive centrale, soit par un déport vers l'avant de cette dernière, soit par un prolongement vers l'arrière des fuselages latéraux, soit par une combinaison des deux modifications précédentes .L'aéronef étant alors équipé avantageusement de trois moteurs, de préférence de type turbo-réacteur ou propfan montés chacun à l'extrémité arrière de l'un des trois fuselages le moteur central étant éventuellement avancé ou reculé par rapport aux propulseurs latéraux,dont les axes sont légèrement inclinés sur l'axe du propulseur central,de sorte qu'ils convergent vers l'avant par rapport au propulseur central
Cette configuration permet de décaler le moteur central afin de le mettre à l'abri des projections accidentelles d'aubages de turbines ou de pales d'hélices des moteurs latéraux.

Cependant, pour conserver cet avantage résultant du décalage axial des moteurs tout en bénéficiant d'une meilleure solution aérodynamique au niveau du plan arrière fixe, ce dernier présente avantageusement une flèche négative, alors que les ailes latérales au moins de la surface portante principale , en position basse par rapport au plan fixe arrière et , dans ce cas, d'une envergure supérieure à celle de ce dernier , présentent une flèche positive , le fuselage central étant prolongé vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux, de sorte que la dérive centrale soit reculée par rapport aux dérives latérales , et que le plan fixe arrière forme avec la surface portante principale une aile sensiblement en losange ou rhomboidale , pour laquelle les extrémités latérales du plan fixe arrière et des ailes latérales de la surface portante principale ne sont pas jointives, mais très écartées les unes des autres . De plus, le bord de fuite des parties externes trapézoïdales du plan fixe arrière demeure dans le prolongement de celui des portions centrales en forme de parallélogramme . L'écartement important entre les extrémités de cette aile rhomboïdale élimine les principaux défauts de cette formule : les interférences entre la surface portante principale basse et le plan fixe arrière haut.En effet,comme l'envergure de l'aile basse dépasse largement celle du plan fixe arrière,les tourbillons marginaux ne peuvent pas atteindre ce dernier, quels que soient les angles de dérapage et d'incidence.Il n'y a donc pas lieu de craindre un manque d'homogénéité en stabilité ou en maniabilité dans les réactions,soit aux turbulences soit aux sollicitations des pilotes.Par contre,l'envergure du plan fixe arrière prolonge les effets de fente et de réduction de trainées induites sur la surface portante principale,pour environ les trois quarts de l'envergure de cette dernière.Les sillages dangereux des bords de fuite et , pour le plan fixe arrière , des emplantures , restent limités aux parties centrales du plan canard avant et, dans des proportions plus faibles, de l'aile centrale.Mais les flèches opposées présentées par le plan canard avant et la surface portante principale par rapport à la flèche négative du plan fixe arrière engendrent des écartements très variables entre leur bord d'attaque . Pour cette raison, aux incidences élevées , les zones de masque restent limitées dans les conditions les plus mauvaises , à 30% environ de la gouverne de profondeur du plan arrière fixe . Un empennage arrière en forme de plan fixe à flèche négative est donc très avantageux pour sortir des configurations anormales e vol et améliorer le rendement aérodynamique global de l'aéronef.De plus, on élimine ainsi les interférences et instabilités des zones jointives d'une aile rhomboïdale classique
En ce qui concerne la motorisation, et comme déjà mentionné ci-dessus , il est particulièrement avantageux qu'au moins un moteur , mais de préférence plusieurs , soit disposé entre les deux fuselages latéraux externes de l'appareil , afin d'assurer une aspiration et/ou un soufflage sur l'une au moins des deux surfaces portantes que constituent le plan canard avant et l'aile centrale , de façon à augmenter considérablement l'hypersustentation de l'archi- tecture aéronautique propre à l'invention.

En particulier,au moins un moteur peut être monté en nacelle suspendue en avant et au-dessous du bord d'attaque de l'aile centrale ce qui,lorsque cette dernière est basse, permet de diminuer le bruit perçu dans les fuselages,mais il est également possible qu'au moins un moteur soit monté sur la partie centrale ou arrière de l'extrados et/ou en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale.Ceci permet d'augmenter l'angle de décrochage de cette dernière , et, dans une proportion moindre, celui du plan canard avant .De plus, la disposition d'un moteur sur ou sous l'aile centrale peut éviter d'avoir à placer ce dernier en porte-à-faux sur une partie arrière d'un très long fuselage arrière, ce qui est pénalisant sauf lorsque l'aéronef constitue un avion-porteur sur lequel les extrados de l'aile principale et du plan canard doivent rester disponibles pour la mise en place d'au moins un autre aéronef ou astronef d'un système à plusieurs étages pour la mise en orbite de satellites ou d'une navette spatiale .Avantageusement, les moteurs disposés entre les deux fuselages latéraux externes sont regroupés autant que possible à proximité des axes de lacet et/ou de roulis de l'aéronef, de sorte que la panne de l'un de ces moteurs ne provoque pas de couple perturbateur et ne modifie pas sensiblement la stabilité autour de l'un et/ou de l'autre de ces deux axes.Dans le cas de moteurs disposés au-dessus de l'aile centrale , les trois surfaces portantes constituent des écrans limitant la propagation du bruit des moteurs vers le bas , mais cette disposition est défavorable pour les passagers .En outre, la disposition de moteurs sur ou sous l'aile centrale est compatible notamment avec le logement d'un moteur dans la pointe arrière de chaque fuselage, et de sorte que les moteurs des fuselages latéraux présentent des axes convergeants l'un vers l'autre vers l'avant , chacun de ces moteurs logé dans une pointe arrière de fuselage étant avantageusement alimenté par au moins une prise d'air qui s'ouvre sur l'un au moins des flancs du fuselage et /ou de la dérive correspondante , ou encore au pied de cette dérive.

De même, le support d'au moins un moteur par l'aile centrale est également compatible avec le montage d'au moins un moteur latéralement en porte-à-faux par rapport à la partie arrière d'au moins un fuselage , à l'extérieur comme à l'intérieur des fuselages externes latéraux en particulier.Cependant , lorsqu'au moins un moteur est monté latéralement sur le flanc interne de la partie arrière de chaque fuselage il peut avantageusement de plus être également relié au plan fixe arrière .Enfin, et selon une disposition traditionnelle , il est également possible qu'un moteur au moins soit fixé à chaque aile latérale externe de la surface portante principale
Bien entendu, les moteurs peuvent être choisis dans le groupe comprenant les turbo-réacteurs , turbo fanes , tur bopropulseurs , et les moteurs dits "Propfan " , "Contrafan" et "U.D.F."
Sur les bi fuselages comme sur les tri fuselages les deux fuselages latéraux externes au moins ont une même loi atévolution du ma1tre-couple, de leur pointe avant à la queue .Dans le cas des bifuselages de plus. les deux fuselages sont identiques , de même encombrement longitudinal, disposés à la même hauteur , et ont leurs pointes avant raccoraees l'une à l'autre par un plan canard avant s'étendant essentiellement perpendiculairement aux axes des fuselages.

Par contre, sur un aéronef du type trifuselages,le fuselage central est de préférence prolongé vers l'avant et/ou vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux, et, éventuellement , est plus haut que les deux fuselages latéraux ou est disposé à un niveau différent de celui commun à ces deux derniers.Ceci permet d' installer avantageuse- ment le poste de pilotage à la partie supérieure de l'extrémité avant du fuselage central , afin d'améliorer la visibilité.En outre, le fuselage central d'un aéronef trifuselages peut avantageusement être aménagé , entre ses part les d'extrémité avant et arrière, en au moins un réservoir de carburant à basse densité , tel que de l'hydrogène ou du méthane liquide, et/ou en au moins une soute à fret , tandis que les deux fuselages latéraux sont aménagés pour le transport de passagers et/ou de fret, et qu'au moins un caisson de l'aile centrale est éventuellement également aménagé en au moins un réservoir supplémentaire de carburant à basse densité
Chaque avion selon l'invention est équipé a'atterrisseurs avant et principaux , qui sont répartis Ion- gitudinalement sous l'ensemble des fuselages , de manière à assurer une distribution longitudinale et transversale des masses au sol qui soit analogue à la répartition sensible ment homogène longitudinale et transversale des charges assurée par la coopération des fuselages et des trois surfaces portantes .Dans ce but , lorsque l'avion comporte une aile centrale et/ou un plan canard avant en forme de double trapèzes , il peut comprendre de plus au moins un atterrisseur principal et central , monté escamotable sous l'aile centrale et/ou au moins un atterrisseur avant et central, monté escamotable sous le plan canard avant , afin d'améliorer la distribution des masses sur le sol
Lorsque l'aéronef selon l'invention est un hydravion bi ou trifuselages, chacun de ses deux ou trois fuselages constitue avantageusement un flotteur, dont la partie inférieure est aménagée en coque à profil hydrodynamique à deux faces concaves en direction transversale , qui s 'étend sur une longueur suffisante à partir de l'avant de chaque fuselage pour assurer une distribution longitudinale et transversale des masses sur l'eau qui soit analogue à la répartition sensiblement homogène longitudinale et transversale des charges assurées par la coopération des trois surfaces portantes et des deux ou trois fuselages d'un hydravion respectivement catamarans ou trimarans, lorsqu'il est en vol
Sur un avion bifuselages selon l'invention , il est également possible qu'au moins un moteur , de préférence en position centrale , soit fixé, éventuellement par un mât de suspension équipé d'une gouverne de direction supplémentaire , à l'intrados du plan fixe arrière , ayant une forme de double trapèze ne s'étendant pas latéralement au-delà des dérives des fuselages latéraux externes
De plus, un aéronef bifuselages selon l'invention peut être utilisé pour porter , au moins partiellement audessus de son aile centrale , un dôme rotatif d'une installation de détection et/ou de communication, en particulier d'un radar , le dôme étant soutenu par au moins deux mâts d'étais , de préférence équipés chacun d'au moins un vérin télescopique , pour la correction d' incidence et/ou de I 'assiette latérale et/ou de la hauteur du dôme
Avantageusement , ce dernier est soutenu par deux paires de mâts en V inversé , prenant appui sur les fuselages latéraux.

En outre, comme déjà évoqué c i-dessus , un avion de type bifuselages selon l'invention et dont la surface portan- te arrière est constituée de deux empennages séparés , peut constituer un avion-porteur , formant le premier étage d'un ensemble à plusieurs étages et supportant, entre les deux fuselages et au-dessus des extrados de son plan canard et oe son aile centrale , au moins un autre aéronef , du type navette spatiale et/ou fusée , et/ou avion-fusée ou engin au moins supersonique . formant le dernier étage de l'ensemble et lui-même supporté , le cas échéant , par au moins un étage intermédiaire de lancement, d'accélération et éventuellement de mise en orbite , agencé en fusée et/ou avion e t I o u avion-fusée e t I o u en engin au moins supersoni- que Camp t e - te nu du poids qu' un tel avion-porteur aura a supporter au décollage, et de la présence et du volume de la charge, il comprend avantageusement une aile centrale basse et/ou un plan canard bas qui est ou sont équipés d'au moins un chariot de décollage larguable
Dans une forme préférée de réalisation, l'avion-porteur supporte un second étage, destiné éven tellement à supporter lui-même un lanceur spatial et/ou un véhicule orbital , du type fusée porte-satelitte et/ou navette spatiale , et agencé en avion, avion-fusée ou engin à aile delta élancée , de préférence munie d'élevons au bord de fuite et d'au moins une dérive centrale et/ou latérale supérieure et/ou inférieure, et portant en saillie sous l'avant de son intrados un empennage avant en V inversé, constituant deux mâts de support sur l'extradas du plan canard avant , et , en saillie sous l'arrière de son intrados, une quille ventrale double , éventuellement équipée d'au moins une gouverne de direction, constituant deux mats de support sur I 'extrados de l'aile centrale, l'aile delta élancée se prolongeant par un apex formant berceau pour le lanceur spatial et/ou véhicule orbital , et étant équipée d'un ensemble propulsion comprenant au moins un statoréacteur et/ou turboréacteur et/ou au moins un moteur fusée à poudre ou à propergol liquide
De plus, cet avion-porteur peut supporter un troi s i ème étage, destiné à éventuellement supporter lui-même un véhicule orbital , du type navette spatiale , et agencé en fusée comportant à l'arrière un bloc amovible de moteursfusées qui est caréné vers l'arrière par une coiffe larguable formant réservoir de carburant, et en avant duquel la fusée comporte au moins un étage réservoir larguable , la fusée étant raccordée au secono étage par au moins un réservoir profilé de raccordement , à formes complémentaires, entre la partie ventrale et cylindrique de la fusée et un berceau de support sur le second étage
L'avion-porteur peut enfin supporter un quatrième étage , du type navette spatiale , supporté par un troisième étage et comportant un bloc arrière amovible de moteursfusées qui est caréné vers l'arrière par une coiffe largua ble formant réservoir de carburant , et surmontée d' une dérive centrale, la navette étant raccordée au troisième étage par au moins un réservoir profilé de raccordement , à formes complémentaires entre 1' intrados sensiblement plan de la navette et la partie dorsale du troisième étage.

En variante, le quatrième étage, du type navette spatiale , peut être monté à l'extrémité avant de la fusée et présenter une voilure delta simple ou double dont les extrémités latérales sont pourvues d'ai lettes pivotantes à inclinaison réglable entre une position basse , uans laquelle elles constituent des mâts d' intrados de support sur I 'extrados du plan canard de l'avion porteur, et une position haute dans laquelle elles constituent des dérives d'extrados , pour le retour dans l'atmosphère , en fin de mission . L'ensemble des étages deux, trois et quatre constitue , après séparation de l'avion-porteur, un engin de lancement au moins supersonique , également pourvu de trois surfaces portantes positives . L'étape deux dispose de l'aile principale avec apex, et de l'empennage canard avant en V inversé .L'étage quatre forme un empennage arrière grâce à une aile élancée plus petite, située en position tandem surélevée
On peut ainsi réaliser , à moindre coût , et dans des temps de développement et de mise au point très courts un ensemble de satellisation et/ou de mise en orbite dont pratiquement tous les éléments sont récupérables et réutili sables
L'invention sera mieux comprise, et d'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description donnée ci-dessous à titre nonlimitatif de plusieurs exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels
Les figures 1, 2 et 3 représentent des vues respectivement de face , en plan et en coupe selon A -B de la figure précédente , d'un avion bifuselage et bimoteur , à plan fixe arrière débordant à grand allongement , et avec au moins une quille arrière pour protéger les hélices d'un propfan et pourvues éventuellement de gouvernes de direction supplémentaires
Les figures 4, 5 et 6 sont des vues analogues aux figures 1 à 3 de l'exemple précédent et représentent un avion bifuselage quadriréacteur à fuselages rapprochés grâce à une aile centrale en double trapèze
Les figures 7, 8 et 9 sont des vues analogues aux figures 1 à 3 pour un avion bifuselage et trimoteur dont les moteurs latéraux sont dans les pointes arrière des fuselages et le moteur central en épaulement sur l'aile centrale en double trapèze ;;
Les figures 10, Il et 12 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un second exemple d'aviron bifuselage et t r i moteur dont les moteur s latéraux sont sur les tlancs internes des fuselages, et le moteur central au milieu de l'extrados sur l'aile centrale en double-trapèze;
Les figures 13, 14 et 15 sont des vues analogues aux figures 1 à 3 pour un troisième exemple d'avion bifuselage et trimoteur
Les figures 16, 17 et 18 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un second exemple d'avion bifuselase et quatrimoteur
Les figures 19 , 20 et 21 sont des vues analogues aux figures I à 3 pour un exemp le d'avion bifuselage à cinq moteurs ;;
Les figures 22, 23 et 24 sont trois vues analogues aux figures I à 3 pour un exemple d'avion bifuselage qua dr imoteur surmonté d'un dôme rotatif logeant une antenne radar
Les figures 25, 26 et 27 sont des vues analogues aux figures 1 à 3 pour un avion bi fuselage à six moteurs, faisant fonction d'avion porteur d'un système de lancement de satellites et/ou de mise en orbite à quatre étages
Les figures 28, 29 et 30 sont des vues analogues aux figures l à 3 pour un avion tr ifuselage et trimoteur
Les figures 31, 32 et 33 sont des vues analogues aux figures l à 3 pour un hydravion géant catamaran à neuf réacteurs , et
Les figures 34 , 35 et 36 sont des vues analogues aux figures l à 3 pour un hydravion géant trimaran à douze moteurs .

Sur les figures 1 à 3 , on a représenté un avion bifuselage , dont les deux fuselages 1 , identiques et pa parallèles l'un à l'autre , sont similaires d'un fuselage d'avion moyen courrier et sont rigidement reliés l'un à
L'autre par les éléments de trois surfaces portantes . De l'avant vers l'arrière de chaque fuselage 1 , la prenière surface portante est un plan canard 2, de forme sensiblement rectangulaire , qui est encastré dans les flancs internes des pointes avant la de forme évolutive , des deux fuselages 1, sans déborder à l'extérieur de ces derniers.On obtient ainsi un effet de tunnel et de taille de guêpe avec les deux fuselages 1 , entre lesquels les filets d'air balayant le 25 plan canard avant 2 sont canalisés
La seconde surface portante est une surface principale constituée d'une aile centrale 3 ,de forme en plan rectangulaire , s'étendant entre les deux fuselages 1 qu'elle relie rigidement l'un à l'autre, et la surface portante principale , en position basse, se prolonge à l'extérieur des deux fuselages 1 par deux ailes latérales 4 , qui sont chacune une aile trapézoïdale similaire à celles montées sur un avion moyen courrier et dont le bord d'attaque et le bord de fuite présentent une flèche positive.L'aile centrale 3,qui relie l'une à l'autre les parties sensiblement médianes des deux fuselages 1 , se raccorde à cha cun de ces derniers par une nervure d'encastrement 3a ayant sensiblement le même profil et les mêmes dimensions longitudinales que la nervure d'encastrement 4a de chacune des ailes latérales 4 sur le fuselage 1 correspondant . La troisième surface portante est constituée par l'empennage arrière, comprenant un plan fixe arrière 5 , qui est encastré sur les deux dérives 6 , sensiblement au quart inférieur de la hauteur de celles-ci , dont chacune surmonte la pointe arrière de l'un des fuselages 1 , et est une dérive munie d'une gouverne de direction double 6a .Le plan arrière fixe 5 , qui relie rigidement l'une à l'autre les deux dérives 6, et , par leur intermédiaire, les deux pointes arrière des fuselages 1 ,s'étend à un niveau supérieur à celui du plan canard avant 2 lui-même à un niveau voisin ou similaire, à celui de la voilure principale légèrement supérieur à celui de la voilure principale 3, 4 basse .Le plan fixe arrière 5 comprend une partie centrale 5a, rectangulaire , s'étendant entre les deux dérives 6, et deux parties latérales externes 5b , dont chacune s'étend latéralement à l'extérieur de l'une des dérives 6 , et présente une forme trapézoïdale avec un bord d'attaque à flèche positive et un bord de fuite dans le prolongement de celui de la partie centrale 5a , c'est-à-dire sensiblement perpendiculaire au plan longitudinal et médian de l'avion, comme cela est également le cas des bords d'attaque et des bords de fuite du plan canard avant 2 et de l'aile centrale 3. La partie centrale 5a et les parties latérales externes
Sb du plan fixe arrière 5 sont à portance positive, ainsi d'ailleurs que le plan canard avant 2 et la voilure principale 3, 4 .Le plan canard avant 2 et le plan fixe arrière 5 constituent respectivement un empennage avant et un empennage arrière , et ont leur bord de fuite équipé de gouvernes de profondeur.De plus,les bords d'attaque des trois surfaces portantes sont équipés de becs mobiles et le bord de fuite de l'aile principale 3 est équipé de volets de courbure de grande dimension.Les ailes latérales externes 4 sont équipées , de manière bien connue, de becs sur leur bord d'attaque et, sur leurs bords de fuite ,d'ailerons et de volets de courbure.Des volets de courbure peuvent également équiper le bord de fuite du plan canard avant 2.De plus, des aérofreins peuvent également être prévus sur les ailes externes 4.En outre ,les saumons d'ailes classiques peuvent être remplacés par des dispositifs comportant une extrémité marginale , en forme de delta tronqué 4b qui est recourbée vers le bas , pour diminuer les instabilités tourbillonnaires en bout d'aile .Les bouts libres des parties latérales externes 5b du plan fixe arrière 5 sont également munis d'extrémités en delta tronqué 5c,recourbées vers le bas,et similaires à celles 4b des ailes 4.La propulsion est assurée par deux moteurs , qui sont des turbopropulseurs du type"propfan" ou "UDF " ou autres, c'est-à-dire à deux rotors contrarotatifs et décalés axialement , avec des hélices en forme de cimeterres et recourbées vers l'arrière. Ces deux turbopropulseurs 7 sont montés chacun dans la pointe arrière d'un fuselage 1 .Ces aeux turbopropulseurs 7 sont montés de sorte que l'axe longituainal de chacun soit légèrement incliné de 5 à 70 environ sur l'axe du fuse 1 age l correspondant, de sorte que les axes des deux moteurs 7 convergent l'un vers l'autre et se coupent vers l'avant de l'avion, ce qui présente deux avantages : la panne de l'un des moteurs ntentra1r,e pas un grand dé sé qu i I i b r e autour de i ' axe de lacet ni autour de l'axe de roulis, et chaque moteur 7, ainsi que les deux fusel ages l , les deux dérives 6 et le plan fixe arrière 5 sont à l'abri de projections d'hélices ou d'autres parties provenant de l'autre moteur 7.A noter encore que les deux rotors à hélices de chacun des moteurs 7 sont en arrière du bord de fuite de la gouverne de direction 6a corresponoante
Chacun des deux moteurs 7 est alimenté en air par deux entrées d'air latérales 8 , de forme triangulaire , qui sont en saillie sur les flancs i n t e r n e et externe de la partie arrière de chaque fuselage l , de part et d'autre du pied de la dérive 6 correspondante . On notera que ces entriées d'air 8 occupent la place occupée par des mâts de support en porte-à-faux des réacteurs sur des avions moyens courriers connus.Ces entrées d'air 8 sont donc dégagées du sillage perturbé de l'aile centrale 3 5 ainsi que du plan canard avant 2, au moins pour ce qui concerne les entrées d'air 8 en saillie sur les flancs externes des fuselages l
Ces derniers portent en outreosous les entrées d'air 8 , au moins une béquille escamotable 9 fixée sous au moins une dérive ventrale lO munie d'une gouverne de direction l0a, et , qui assure la protection des hélices des moteurs 7 et de la pointe arrière des fuselages , lorsque l'avion est en position cabrée sur une piste, au décollage ou à l'atterrissage . L'avion est équipé de quatre atterrisseurs principaux il et de deux atterisseurs avant 12.Les quatre atterrisseurs principaux il sont des atterisseurs latéraux, pivotant sous les ailes 3 et 4 et, se rétractant chacun sous l'un des deux fuselages l. Par rapport à un fuselage class i que d'avion moyen courrier , chaque fuselage l est prolongé par l'addition d'un élément de fuselage cylindrique lb , rajouté derrière la partie avant évolutive la dans laquelle est aménagé le poste d'équipage dans le fuselage gauche . Le plan canard avant 2, d'une envergure inférieure mais d'une profondeur supérieure à celles du plan arrière fixe 5, s'encastre si nécessaire dans les flancs internes de ces tronçons de fuselage supplémentaires lb.

La coopération des deux fuselages l et des trois surfaces portantes positives 2 , 3-4 et 5, agencée en une structure rigide en deux rectangles, assure un effet de tunnel entre les deux fuselages l doublé d'un effet de fente entre les trois surfaces portantes , décalées à des niveaux différents . Il en résulte une hypersustentation poussée, autorisant des atterrissages et décollages courts, ainsi que oes montées avec une pente élevée à des altitudes de croisière très hautes . On notera également que le dégagement des moteurs 7 vis-à-vis du sol est renforcé par le fait que l'axe de chaque moteur 7 est également incliné vers l'avant et vers le bas , ce qui a pour effet de diminuer le couple piqueur engendré par la position surélevée de chaque moteur 7 . En outre , la position des moteurs a pour effet de supprimer toute propagation du bruit en cabine .Enfin, le profilage de chaque moteur 7 sur la pointe arrière des fu sel age s 1 réduit la traînée et rend minimales les interactions avec le plan arrière fixe 5 et les dérives 6
En variante , il est possible de remplacer chaque moteur 7 par deux réacteurs montés en porte-à-faux sur les flancs interne et externe de la partie arrière de chaque fuselage , et d'équiper chaque dérive d'un empennage arrière indépendant de l'autre fuselage et de l'autre dérive , avec un plan fixe à mi-hauteur de la dérive , comme cela est bien connu sur les avions moyens courriers.On obtient ainsi un avion b i fuselage quadriréacteur à deux empennages ar rière indépendants , mais porteurs, le plan canard avant et l'aile centrale pouvant avoir, comme dans l'exemple précédent, des profils dits "supercritiques"
Sur une seconde variante , on peut conserver les deux moteurs en porte-à-faux sur la partie arrière de chaque fuselage , et de part et d'autre du pied de la dérive corres pondante , mais remplacer les deux empennages arrière indépendants par un seul empennage arrière à plan fixe rectangulaire dans sa partie centrale et trapézoïdale dans chacune de ses deux parties latérales externes
Sur une troisième variante , les deux parties latérales externes trapézoidales du plan fixe arrière peuvent être supprimées , mais il convient alors d'augmenter la profondeur du plan fixe arrière central , qui ne déborde pas à l'extérieur des deux dérives.Dans ce cas, il est possible de donner au plan fixe arrière une forme en double trapèze symétrique par rapport au plan longitudinal et médian de l'avion, et présentant une pointe triangulaire vers l'avant . Ce plan fixe arrière en double trapèze, profond et court, sans éléments externes trapézoïdaux , peut supporter, en nacelle sous son intrados et en avant de son bord d'attaque, un réacteur central , suspendu au centre du plan fixe arrière , dans sa partie de profondeur maximale
Deux réacteurs latéraux peuvent être supportés chacun en porte-à-faux sur le flanc interne d'une partie arrière de fuselage en étant simultanément suspendus sous l'intrados du plan fixe arrière . Mais il est également possible que chacun desdits réacteurs latéraux soit intégré dans la pointe arrière de l'un des fuselages , avec des capotages longs , en conservant l'inclinaison de l'axe de chaque réacteur vers l'avant et vers le bas et de sorte que les axes des réacteurs convergent, comme décrit ci-dessus.

Chaque dérive 6 est prolongée, sous la partie arrière correspondante du fuselage 1, par au moins une quille ventrale arrière 10 qui, ainsi que le moteur 7 cor respondant, est protégée par au moins une béquille arrière 9 . La ou les quilles ventrales arrière sont efficaces pour annihiler le roulis hollandais et supportent les gouvernes oe direct ion supplémentaires lova. Enfin, les entrées d'air des moteurs peuvent être ménagées en arcs de cercle plaqués à mi-hauteur sur les flancs des fuselages.

Dans une autre variante encore, l'aile centrale rectangulaire 3 de l'exemple c i - dessus peut être remplacée par une aile toujours rectangulaire mais de plus grande profondeur , dont ltenvergure peut être plus courte ce qui permet un rapprochement des deux fuselages , le bord
L'attaque de l'aile centrale étant alors nettement en avant oes jonc t ions des bords d'attaque oes ailes latérales avec les fuselages .Dans la partie avant et au milieu de l'aile centrale un fuseau central peut être aménagé en surépaisseur sur l'intrados de cette aile centrale pour loger un atterrisseur principal et central supplémentaire , néces saire pour assurer une répartition homogène longitudinale et transversale du poids des structures au sol , dans la même mesure que la réparation homogène des charges assurée par les trois surfaces portantes en vol . Dans ce cas, du fait du rapprochement des deux fuselages , la plus faible envergure du plan canard avant est compensée par une augmentation de sa profondeur .

Un tel plan canard avant 22 de plus grande profon aeur mais de plus faible envergure , se retrouve sur l'avion bifuselage représenté sur les figures 4 à 6, et qui présente de nombreuses caractéristiques communes avec l'exemple des figures l à 3 . Sur le plan de la propulsion, il s'en diffé renc ie par le fait outil comporte quatre réacteurs 27 montés en porte-à-faux sur les flancs interne et externe de la partie arrière des deux fuselages 21.Une autre différence , qui est essentielle, est que l'aile centrale 23 a la forme d'un double trapèze de grande profondeur, dont l'envergure est plus courte que dans l'exemple des figures l à 3, pour permettre une liaison plus rapprochée des deux fuselages 21.Le bord de fuite de l'aile centrale 23 est perpendiculaire aux axes longitudinaux des fuselages 21, tandis que son bord d'attaque constitué par l'avant de la pointe triangulaire avant de cette aile centrale 23 , présente une flèche positive , supérieure à la flèche positive moyenne des bords d'attaque aes deux ailes latérales externes 24. Le plan fixe 25 a la même forme et sensiblement la même structure que dans l'exemple précédent, en étant encastré sur les deux dérives 26.Pour contrer les phénomènes aéro-élastiques qui peuvent se développer sur la pointe avant triangulaire de l'aile centrale 23, cette pointe centrale est équipée d'un fuseau central 28, en porteà-faux sous 1' intrados de l'aile centrale 23 , et dans lequel s'escamote un atterr isseur central principal supplémentaire 29 , dont la présence est nécessaire pour compenser l'augmentation de poids total , et dont les effets s'ajoutent à ceux des autres atterrisseurs principaux 30 et des deux atterrisseurs avant 31.

Par rapport à l'exemple des figures l à 3, le rapprochement des deux fuselages 21, l'augmentation de la profondeur du plan canard avant 22 et de l'aile centrale 23, ainsi que la forme en double trapèze de celle-ci, et la présence des deux réacteurs 27 en porte-à-faux sur les flancs internes des fuselages 21, et donc entre ces derniers, avec oes entrées d'air au-dessus de 1 'extrados de l'aile centrale 23 , coopèrent pour amplifier les effets de tunnel et de fente , et pour assurer une aspiration par les deux moteurs internes 27 de 1 'extrados du plan canard avant 22 et de l'aile centrale 23, de sorte que cette réalisation procure une hypersustentation nettement améliorée par rapport à celle du premier exemple des figures 1 à 3 .Pour le reste, le quadriréacteur des figures 4 à 6, qui n'a pas besoin de béquille de queue ni de quille ventrale , présente sensiblement la même structure que le bimoteur des figures 1 à 3
A noter cependant qu'un réservoir supplémentaire de carburant peut être aménagé dans la pointe triangulaire avant de l'aile centrale 23. En variante , chaque couple de deux réacteurs monté en porte-à-faux sur l'arrière d'un fuselage peut être remplacé, comme dans l'exemple des figures l à 3 par un unique réacteur de plus grande puissance intégré dans la partie arrière de chaque fuselage avec des capotages courts, les entrées d'air pouvant être identiques à celles repérées en 8 sur les figures 1 à 3 .Dans une autre variante , les deux réacteurs 27 en porte-à-faux sur les flancs externes des parties arrière des fuselages 21 peuvent être supprimés , tandis que les réacteurs en porte-à-faux sur les flancs internes sont remplacés par deux réacteurs plus puissants qui sont simultanément suspendus chacun par l'intermédiaire atun mât sensiblement vertical à l'intrados du plan fixe arrière, en position surbaissée , à un niveau juste inférieur à celui du pied des dérives . Dans une autre variante encore , et comme dans l'exemple des figures l à 3, chaque paire de réacteurs en porte-à-faux à l'arrière d'un fuselage est remplacée par un turbopropulseur du type "Propfan" ou " UDF" implanté dans la pointe arrière du fuselage correspondant.

Dans ces différentes variantes à aile centrale en forme de double trapèze, I'intrados est sensiblement plat
et horizontal, en coupe transversale , et l'épaisseur de cette aile centrale augmente de ses emplantures sur les fuselages vers son milieu, ou elle présente la plus grande profondeur .I1 en résulte qu'en coupe transversale, l'extrados de l'aile centrale présente la forme d'un V inversé et très ouvert , de sorte que le sillage de l'aile centrale est également un sillage en V inversé très ouvert, qui , aux angles d'incidences élevés de l'avion, ne provoque un effet de masque que sur la partie centrale du plan arrière fixe .De ce fait , l'efficacité de l'empennage artrière n' est pas profondément affectée pendant les configurations critiques de vol de l'avion
L'avion bifuselage triréacteur représenté sur les figures 7 à 9 présente de nombreuses caractéristiques en com mun avec les deux exemples décrits ci-dessus en référence aux figures 1 à 6 . I1 a en particulier en commun avec-le premier exemple des figures 1 à 3 qu'un moteur 47 soit intégré dans la partie arrière de chaque fuselage 41 , avec des capotages courts.Mais chaque moteur 47 est dans ce cas un réacteur de forte poussée, alimenté par deux prises d'air latérales 48 , chacune en forme d'arc de cercle et en saillie sur la partie supérieure de la pointe arrière du fuselage 41, l'une sur le flanc interne et l'autre sur le flanc externe de part et d'autre de la dérive 46 correspondante , chaque prise d'air 48 présentant vers l'avant une ouverture en arc de cercle . Du second exemple des figures 4 à 6, on retrouve une aile centrale 43 en forme de double trapèze et dont la pointe triangulaire avant supporte un fuseau central 49 , en surépaisseur sur l'intrados et dans lequel s'escamote un atterrisseur principal et central supplémentaire 50.Dans cet exemple , le bord d'attaque de l'aile centrale 43 garde une flèche positive supérieure à la flèche moyenne des bords d'attaque des ailes latérales externes 44 ,mais le bord de fuite de l'aile centrale 43 présente une faible contreflèflèche.Si le plan canard avant 42, les ailes latérales 44 et le plan arrière fixe 45 ont des formes analogues aux éléments correspondants des deux exemples décrits ci-dessus , par contre ce troisième exemple s'en différencie par le fait qu'un moteur supplémentaire , en l'occurrence un réacteur 51 , est monté en position centrale en épaulement au-dessus de la pointe avant de l'aile centrale 43 , et en avant du bord d'attaque de celle-ci Ainsi installé en porte-à-faux devant le bord d'attaque de la pointe avant de l'aile centrale 43 en delta tronqué,juste au-dessus de l'atterrisseur central supplémentaire 50, ce réacteur central 51 permet de combattre les phénomènes d'aéroélasticité I1 exerce une forte action de soufflage sur toute la zone centrale de 1'extrados de l'aile 43,surtout si le réacteur 51 est du type à double flux à haut taux de dilution
Simultanément , il produit un effet d'aspiration intense sur l'extrados du plan canard avant 42 , ce qui retarde, aux grandes incidences , le décrochement des filets d air sur les zones centrales de ces deux surfaces portantes
Comme le plan canard 42 est encastré dans les parties avant des deux fuselages 4i de sorte que son extrados affleure le niveau du plancher de la cabine de ces fuselages ou est 1 é gè reme n t en-dessous de ce niveau, le plan canard 42 ne se trouve pas suffisamment au-dessus de 1 'extrados de l'aile centrale 43, en position basse, pour que le sillage ou bord de fuite du plan canard 42 puisse engendrer des phénomènes de pompage dans l'entrée d'air du réacteur central 51. De plus, la position relativement en avant du réacteur central 51 est compensée par la position très en arrière des réacteurs latéraux 47 , dans les pointes extrêmes arrière des fuselages 41. Il en résulte une grande stabilité d'équilibre en tanguage . En outre , sous la dérive 46, chaque fuselage 41 est équipé d'au moins une quille inférieure arrière 52, antiroulis hQl landais,qui est équipée d'une gouverne de direction supplémentaire 53, et qui supporte une béquille arrière 54 de protection du réacteur d'extrémité 47 correspondant et de la quille 52.

L'avion bifuselage représenté sur les figures 10 à 12 est un autre exemple de triréacteur , qui présente de nombreuses caractéristiques communes avec les deuxième et troisième exemples décrits ci-dessus en référence aux figures 4 à 9 . Du second exemple , cette réalisation conserve les deux fuselages 61, le plan canard avant 62 , les deux ailes latérales 64, ainsi que les deux seuls réacteurs 67 en porteà-faux chacun sur le flanc interne de l'un des deux fuselages 61, et donc ainsi disposés entre ces derniers . Mais, dans cet exemple , chacun de ces deux réacteurs 67 est de plus suspendu sous l'intrados de la partie centrale rectangulaire 65a du plan supérieur 65 par l'intermédiaire d'un-mât verti cal 68 qui positionne le moteur 67 correspondant en avant du bord d'attaque du plan fixe arrière 65.Ce dernier, cor;rne les exemples précédents, comprend des parties latérales externes 65b , qui sont des éléments trapézoidaux , à bord d'attaque en flèche positive et à bord de fuite dans le prolongement de celui de la partie centrale 65a. Du troisième exemple, on peut retrouver une ou deux quilles inférieures arrière, anti-roulis hollandais , avec leurs gouvernes de direction, et des béquilles arrière de protection ,mais on retrouve surtout une ai le centrale 63 en double trapèze, avec bord de fuite en contre-flèche, un fuseau central 69 en surépaisseur sous l'intrados de la pointe avant de cette aile 63,pour loger en vol 1 'atterrisseur principal et central supplémentaire 70, et enfin avec le troisième réacteur 71, en position centrale .Mais. à la différence du troisième exemple, le réacteur central 71 est disposé en nacelle au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 63, sensiblement au-dessus de la moitié arrière de la profondeur de celle-ci . La fixation du réacteur central 71 à i 'extrados de l'aile centrale 63 est assurée à l'aide d'un petit mât vertical suffisamment haut pour que l'entrée d'air de ce réacteur soit à l'abri des dé crochements des filets d'air sur l'extrados de cette aile, audelà de son incidence maximale . La tuyère de sortie de ce réacteur central 71 est un peu en avant du bord de fuite de
l'aile centrale 63. Cette disposition permet d'éviter un vieillissement rapide de structure qu'on peut craindre lorsqu'un réacteur est monté en porte-à-faux , comme c'est le cas dans le troisième exemple . De plus, cette disposition du réacteur central 71 est favorable pour soustraire le plan fixe arrière 65 au cône de fatigue sonore émis par la tuyère de sortie du réacteur 71 . Par rapport à l'exemple précédent, le recul du réacteur central 71 sur la partie arrière de l'aile centrale 63 supprime le centrage à vide trop décalé vers l'avant obtenu avec le moteur sur la pointe avant de l'aile delta tronquée de l'exemple des figures 7 à 9 , mais I'atte rr isseur pr incipal et central 70 demeure toujours à la même place , à l'intrados et sur le bora d'attaque de cette pointe avant, pour y faire office de contrepoids .Le meilleur centrage à vide permet de maintenir les réacteurs latéraux 67 sur les flancs internes des parties arrière des deux fuselages 61, avec l'assistance de la suspens ion par les mâts 68 sous l'intrados de la partie centrale 65a du plan fixe arrière 65, qui peut être décalé vers l'avant . Ceci est obtenu au prix de modifications de structure moins importantes que celles exigées par l'intégration des moteurs dans les pointes arrière des fuselages. De plus, le décalage du réacteur central 71 en avant des réacteurs latéraux 67 élimine les risques d'endommagement mutuel en channe . Même si son mât de support est détruit , le réacteur central 71 tombe derrière le bord de fuite de l'aile centrale 63 sans endommager les réacteurs latéraux 67.En outre, les trois réacteurs 67 et 71 sont regroupés entre les deux fuselages 61, qui font office de tunnel , dans lequel les trois entrées d'air engendrent une forte aspiration sur l'aile centrale 63 et même sur le plan canard avant 62. Les effets de souffle plus groupés améliorent le rendement de fente entre l'aile centrale 63 et le plan fixe arrière 65, et cette implantation des moteurs procure le maximum d'avantages en ce qui concerne la portance et 1 'hypersustentation, qui sont très développées , une plus grande sécurité et robustesse, un couple de aéséquilibre minimum en cas de panne d'un moteur latéral 67, aes coûts de transformation peu élevés , du fait des modifica t ions réduites no , notamment sur les fuselages, et enfin des émissions minimales des bruits et rayonnements infrarouges, du fait de la présence des fuse 1 age s 6; formant écrans latéraux, de l'aile principale 63 et du plan canard avant 62 formant écran vers le bas et vers l'avant . En particulier, la réduction d'émission de bruit vers l'avant est assurée lorsque le pilote affiche une assiette d'environ 70, entre le cabré au décollage et la fin de la montée à forte pente, fa cil mitée par la forte hypersustentation de cette réalisation.

Sur l'avion bifuselage et trimoteur représenté sur les figures 13 à 15 , on retrouve deux fuselages ioen- tiques 81, mais cette fois du type des fuselages très larges , d'avions de très grandes capacités comportant de 8 à lo sièges de front avec deux allées de circulation pour les passagers , à partie avant rallongée , qui sont rigidement re 5 liés l'un à l'autre par un plan canard avant rectangulaire 82, avec emplantures en position sensiblement médiane sur les deux fuselages 81, une aile centrale 83 en double trapèze et de grande profondeur, en position basse, et enfin un plan arrière fixe 85, encastré sensiblement au tiers inférieur sur les dérives 86 , et comportant entre ces dernières,une partie centrale rectangulaire 85a et, latéralement à l'extérieur des dérives , des parties latérales externes 85b, de forme trapézoidale . Comme dans les exemples précédents1 la surface portante principale est complètée par deux ailes latérales externes 84 , du type de celles équipant les avions à très grande capacité, et les trois surfaces portantes ainsi combinées aux deux fuselages 81 sont chacune à portance positive . La pointe avant triangulaire de l'aile centrale 83 en double trapèze présente un bord d'attaque en flèche positive, sensiblement dans le prolongement des bords d'attaque des ailes latérales 84, tandis que le bord de fuite de l'aile centrale 83 est légèrement en contreflèche .La propulsion est assurée par deux turboréacteurs externes 87 , dont chacun est suspendu en nacelle sous l'intrados de l'une des ailes latérales 84 et en porte-à-faux en avant du bord d'attaque de cette aile 84, ainsi que par un troisième turboréacteur 88, en position centrale entre les deux fuselages 81 , et fixé sur l'aile centrale 83.Dans une première variante, représentée en traits pleins sur les figures 13 à 15, ce moteur central 88 est monté en épaulement au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 83 et avant de son bord d'attaque, en étant centré dans le plan longitudinal et médian de l'avion, de sorte que ce mo teur central 88 est supporté par un mât sur la pointe triangulaire en porte-à-faux vers l'avant de l'aile centrale 83, et fait ainsi office de contrepoids ou de balourd, s'opposant aux développements de phénomènes aéroé last i ques sur cette partie avant de l'aile centrale 83.

Dans une seconde variante , le moteur central peut être implanté en 88' au-dessus de la partie arrière de I 'extrados de l'aile centrale 83 et , dans ce cas, il est indiqué d'abaisser le plan arrière fixe pour l'encastrer comme inoiqué en traits mixtes en 85' dans les pointes arrière de fuselage 81 juste en-dessous des gouvernes de direction 86a dont chacune est en arrière de chaque dérive d6.

Dans une troisième variante, le turboréacteur central peut être suspendu en nacelle sous l'intrados de l'aile centrale 83 et avant de son bord d'attaque , comme représenté en traits mixtes en 88" , et dans ce cas le plan arrière fixe peut encore être abaissé comme indiqué en 85" , sensiblement à la verticale sous la position précéden- te en 85'.Le train d'atterrissage d'un tel avion peut comporter deux atterrisseurs avant 89,dont chacun est monté rétractable sous la partie avant de chaque fuselage 81, et Ge quatre atterr isseurs principaux 9G,groupés en deux paires d' atterrisseurs disposés de part et d'autre de chacun des deux fuselages 81, de sorte que deux atterrisseurs principaux sont montés pivotants chacun sous une des ailes latérales 84, et que les deux autres sont montés pivotants sous l'aile centrale 83, qui présente une forte épaisseur ainsi qu'une grande profondeur , de sorte que sa capacité interne est suffisamment élevée pour loger également une masse importante de carburant . A noter à ce sujet que l'épaisseur de l'aile centrale 83 , dont l'intrados est horizontal en coupe transversale , augmente progressivement à partir de ses emplantures sur les fuselages 8i jusqu'à l'axe médian de l'avion, ce qui donne à l'extrados de cette aile centrale 83 une forme en V inversé très ouvert qui produit un sillage en V très aplati , risquant de ll'affecter que la partie centrale du plan arrière fixe 85.

De même, le plan arrière fixe , ae très grand allongement et de profondeur relativement faible, ainsi que le plan canard avant 82, de faible envergure mais de grande profondeur, ont des capacités internes suffisamment élevées pour être utilisés au transport du carburant . Par l'effet d'un transfert de carburant entre les réservoirs logés d'une part dans le plan canard 82 d'autre part dans le plan arrière 85, il est possible d'assurer un centrage optimal oe l'avion, et donc d'améliorer considérablement son rayon d'action.

Une version quadriréacteur d'un tel appareil est représentée sur les figures 16 à 18. Dans cette version, les oeux fuselages lOl sont nettement plus longs et plus écartés l'un de l'autre que dans l'exemple précédent, bien que l'aile centrale 103 soit également en double trapèze, à bord d'attaque en flèche positive et dans le prolongement des bords d'attaque des ailes latérales 104, et à bord de fuite en légère contre-flèche .Ceci est rendu nécessaire par le fait que les deux turboréacteurs autres que ceux monté s en 107 , suspendus sous l'intrados des ailes latérales 104 et avant de leur bord de fuite , sont deux réacteurs centraux 108 montés symétriquement 1 'un de l'autre par rapport au plan longitudinal et médian de l'avion, qui passe par l'axe de plus grande profondeur de l'aile centrale 1C3 . En conséquence, l'envergure du plan canard avant 102 et l'allongement de la partie centrale rectangulaire 105a du plan arrière fixe 105 s'en trouvent augmentés d'autant .Dans cet exemple également, lorsque les deux moteurs centraux 108 sont montés en épaulernent au-ôessus de l'extrados de l'aile centrale 103 et en porte-à-faux en avant de son bord d'attaque, le plan arrière fixe 105 est encastré sensiblement entre le quart inférieur et le tiers inférieur de la hauteur des dérives 106. tandis que si les deux moteurs centraux sont implantés en 1081 , au-dessus de la partie arrière de 1 'extrados de l'aile centrale 103 le plan arrière fixe peut être déplacé de façon à être encastré en 105' sur les pointes arrière de fuselage lOl, juste en-dessous des gouvernes de direction 106a ,à l'arrière des dérives 106 , comme indiqué en traits mixtes
De même, lorsque les deux moteurs centraux sont suspendus en nacelles sous l'intrados de l'aile centrale 103 et en avant de son bord d'attaque , comme également représenté en traits mixtes en 10811 ,sur les figures 16 à 18 , le plan arrière fixe peut encore être descendu et occuper la position qui est en 105" , sensiblement à la verticale en dessous de la position en 105' .Pour supporter la charge supplémentaire qui lui est appliquée, du fait de la présence de deux moteur s centraux ou internes 108, le train a'atterrissage comporte un atterr isseur principal et central supplémentaire 109, qui est fixé et monté escamotable sous la pointe avant triangulaire de l'aile centrale 103, et peut s escamoter dans un logement 110 ménagé dans cette pointe avant .L'aile centrale 103, à forte flèche, a ae préférence un profil supercritique de sorte qu'elle dispose d'un rendement volumétrique exceptionnel , pouvant être utilisé pour loger une grande quantité de carburant
On obtient ainsi un avion quadriréacteur très long courrier , à partir de deux biréacteurs de très grandes capacités dont les fuselages très larges seront rallongés
A noter que la présence de deux réacteurs internes 108 assure une très grande aspiration et un très grand soufflage respectivement du plan canard avant 102 et de l'aile 103 ce qui concourt à donner à l'avion une excellente hypersustentation .De plus , en cas de panne de l'un des deux moteurs centraux 108 , la faible distance qui sépare l'autre des axes de roulis et de lacet ne provoque pas de couple dissymétrique important perturbant la stabilité au tour de ces axes . Quelle que soit la solution adoptée pour la disposition des deux moteurs internes ou centraux 108 on constate que ces deux moteurs sont relativement groupés à proximité des axes de lacet et de roulis. De plus, 1 'extrados et le bord de fuite de l'empennage avant 102 sont de préférence positionés en dessous de l'extrados et du bord 30 d'attaque de l'aile centrale 103, de sorte que les sillages dOs au plan canard avant 102 passent de préférence à l'intrados de l'aile centrale 103, lorsque les deux moteurs centraux 108 sont montés au-dessus de cette dernière.

Une version d'un tel avion bifuselage équipé de cinq réacteurs est représentée sur les figures 19 à 21
Comme dans les deux exemples précédents, deux réacteurs externes 117 sont chacun montés en nacelles suspendues sous le bord d'attaque en flèche positive , et en avant de ce bord d'attaque d'une aile latérale externe 114 . Les trois autres réacteurs sont des réacteurs centraux ou internes 118, disposés entre les deux fuselages 111 et fixés à l'aile centrale 113 , I'un de ces moteurs internes 118 occupant une position centrale, en étant centré dans le plan longitudinal et médian oe l'avion, qui passe par la corde de plus grande profondeur ae l'aile centrale 113 , et les deux autres moteurs internes 118 étant disposés symétriquement l'un de l'autre par rapport à ce plan .De ce fait, bien que l'aile centrale 113 soit une aile en double trapèze , à bord d'attaque présentant une flèche relativement prononcée et dans le prolongement des bords d'attaque des ailes latérales 114, et à bord de fuite légèrement en contre-flèche , son envergure est plus importante que dans les deux exemples précédents , de sorte qu'il en est de même pour l'envergure du plan canard avant 112 et pour l'allongement du plan fixe arrière 115 , ayant,entre les oeux fuselages 111, une partie centrale sensiblement rectangulaire 115a et , à l'extérieur des fuselages et/ou des dérives 116 , deux parties latérales d'extrémité trapézoidales 115b.

Dans la réalisation représentée en traits pleins sur les figures 19 à 21 , les trois réacteurs internes 118 sont montés en nacelles suspendues sous le bord d'attaque de l'aile centrale 113 et en avant de ce bord d'attaque , et le plan ar
rière fixe 115 est encastré dans les pointes arrière des fuselages 111. Du fait de l'augmentation de poids due à la présence de trois moteurs internes , deux atterrisseurs principaux et centraux supplémentaires 119 sont montés escamotables sous l'aile centrale 113 et se logent chacun dans l'une de deux trappes 120 aménagées dans la pointe triangulaire avant de l'aile centrale 113 , chacune entre les mâts a'ancrage sur l'aile centrale 113 du moteur interne 118 en position centrale et de l'un des deux autres moteurs internes.

En variante , et comme dans les deux exemples précédents, les trois moteurs internes 118 peuvent être montés comme indiqué e traits mixtes en 118' sur la partie arrière de l'extrados oe l'aile centrale 113, et , dans ce cas , le plan fixe arrière peut être légèrement relevé et disposé en 115' , en étant encastré dans les pointes arrière des fuselages 111 juste en-dessous des gouvernes de direct ion 116a montées chacune en arrière de l'une des deux dérives 116 . Dans une autre variante ,les trois moteurs internes peuvent être montés en 118" (voir figures 19 et 21) en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale 113, et , dans ce cas, le plan arrière fixe doit encore être relevé et disposé en 115" , en position encastrée sur les deux dérives 116 entre sensiblement le quart inférieur et le tiers inférieur oe la hauteur de ces dérives, comme représenté en traits mixtes sur les figures 19 à 21.

En outre, pour assurer une bonne répartition lon g i t ud ina le et transversale des masses au sol, des atterrisseurs principaux et axiaux supplémentaires peuvent être prévus avec une structure analogue à celle de l'atterrisseur principal et central supplémentaire 119, et montés rétractables dans des soutes arrière des fuselages 111, juste en arrière des atterrisseurs principaux montés pivotants sous les ailes mais rétractables dans des soutes centrales de fuselage.

L'avion représenté sur les figures 22 à 24 est un avion bîfuselage quadriréacteur , tel que représenté sur les figures 16 à 18 et décrit ci-dessus en référence à ces figures , et qui a de plus été aménagé en plate forme volante de surveillance aérienne et /ou d'alerte avancée , portant dans ses deux fuselages 101 tous les composants et toutes les consoles électroniques d'installations de télécommunication, de détection , d'identification et poursuite, et en particulier un radar.

Cet avion supporte , au-dessus de son aile centrale 103 , un dôme 121 en forme de disque circulaire à épaisseur croissante de sa périphérie à sa partie centrale , par laquelle ce dôme 121 est monté en rotation, autour de l'axe du disque , sur une platine de support 122 elle-même soutenue par deux paires de mâts d'étais 123 formant deux V inversés, ouverts d'un angle d'environ 450 , qui prennent appui sur les fuselages 101 par les extrémités écartées de leurs branches
Chacun de ces mâts 123 est équipé d'un vérin axial télescopique , par exemple un vérin hydraulique à double effet qui permet de faire varier la distance séparant les deux extrémités du mât 123 correspondant, et donc, par les commandes appropriées des quatre vérins, de régler la hauteur du dôme rotatif 121 au-dessus de l'aile centrale 103, ainsi que l'assiette latérale ou transversale et l'incidence de ce dôme 121 , afin de modifier sa position dans les trois dimensions.La présence et les réglages en position de ce dôme 121 provoquent la formation de forces de portance se développant dans les directions les plus inattendues , qui autorisent des changements de trajectoire de l'avion impossibles à obtenir avec des gouvernes classiques . il en résulte que l'avion poursuivi par des chasseurs ou des missiles pourra effectuer des manoeuvres d'évitements à accélération élevée afin d'échapper à ces menaces et de s'évader par des manoeu v res brusques ,que sa structure très sol ide lui permet d'encaisser .De plus, si , sur les figures 22 à 24 , on a représenté en traits pleins la configuration avec les deux moteurs internes ou centraux 108" en nacelle en avant et sous le bord d'attaque de l'aile centrale 103 , et le plan arrière fixe 105" encastré sur les pointes arrière des fuselages 101, il est bien entendu possible , du fait que ltemploi des deux paires de mâts 1 2 3 en V inversés et en appui sur les fuselases latéraux 10 dégage complètement 1 'extrados de l'aile centrale 103, de disposer les moteurs internes en 108' sur l'arrière de l'extrados de l'aile centrale 103 , le plan arr ière fixe étant alors relevé en 10b' juste aux pieds aes gouvernes de direct ion 106a, ou encore de disposer les deux moteurs internes en 108 , en épaulement en avant et au - dessus du bord d'attaque de l'aile centrale 13 , auquel cas le plan arrière fixe est encastré en 105 sur les dérives 106.

Il n'en résulte aucun risque d'endommagement des mâts 123, en cas de feu d'un moteur interne 108 ou d'éclatement d'une turbine , après impact d'un projectile par exemple, et il n'en résulte aucune gêne pour le passage des jets de gaz brûlants sortants des tuyères des moteurs internes 108 ou 108' , les quels se trouvent masqués par la présence des fuselages latéraux 101 et des trois surfaces portantes constituées par le plan canard avant 102, I'aile centrale 103 et la partie centrale du plan fixe arrière 105 ou 105' . De ce fait, la signature infrarouge de l'appareil est considérablement réduite, d'autant plus qu'en patrouille de surveillance, à vitesse réduite, les deux moteurs externes 107 peuvent être arrêtés et de ce fait n'émettent pas de rayonnement infrarouge .Ceux des moteurs internes ou centraux 108, 108' ou 108" aemeurent plus ou moins masqués , et canalisés dans une zone étroite limitée entre les deux fuselages 101 . De plus,
L'effet de tunnel et l'effet de fente respectivement entre les deux fuselages 101 et entre les trois surfaces portantes à des niveaux différents , assurent une dilution extrêmement rapide et importante des jets de gaz chauds en sortie des tuyères dans l'air frais ainsi canalisé .Ceci concourt également à diminuer la signature infrarouge de l'appareil, sauf pendant les décollages, les montées et les croisières rapides, au cours desquels les deux moteurs externes 17 fo ric - t i o nne n t . Grâce au robuste contrevent eme n t latéral et longitudinal du dôme 121 , assuré par les deux paires de mâts 23 , le diamètre de ce dôme rotatif 121 , qui est avantageusement en une matière synthétique et protège une antenne et un émetteur radar , peut s'étendre si nécessaire au-delà oes flancs externes des fuselages 101. Ceci permet l'emploi o'une antenne radar de très grande dimension améliorant la portée et la finesse de détection.Mais de plus, un tel dôme rotatif 121 peut recouvrir les encastrements des ailes latérales 104 sur les fuselages 101, et notamment au-dessus des bords de fuite de ces ailes 104, ce qui peut permettre de di minuer les interactions ailes-fuselages
On obtient ainsi un avion de surveillance aérienne d'un très grand rayon d'action, d'une grande endurance en patrouille , disposant de grands volumes de cabines pour le logement des équipements électroniques et autorisant l'installation d'une part d'un équipage nombreux bénéficiant a'un bon confort, et-, d'autre part , de systèmes de défense, par contre-mesures ou à l'aide d'armements
Sur les figures 25 à 27 , on a représenté un système à quatre étages pour le lancement et la mise en orbite de sa satellites, d'une navette spatiale et/ou de tronçons ou étages oe fusées devant être utilisés pour la réalisation de stations orbitales.

Le premier étage de ce système est un avion-porteur bifuselage , sensiblement analogue à ceux des exemples décrits ci-dessus , en référence aux figures 13 à 21 , dont il se distingue par le fait que les deux fuselages 131 sont da van t age rallongés vers l'avant et écartés latéralement l'un ae l'autre, et qu' il est équipé de six réacteurs, nécessaires en raison de la charge à transporter, et dont aucun ntest monté au-dessus de l'extrados de l'aile centrale 133 en double trapèze, de grande profondeur et également de re 1 a t i v eme n t grande envergure , afin de dégager entre les deux fuselages 131 et au-dessus de l'aile centrale 133 et du plan canard avant rectangulaire 132 , dont l'enver- gure est augmentée dans une mesure correspondante , un espace suffisant pour l'emport des trois autres étages . Il est à no t e r qu'un tel av ion- po r t eu r peut être é ga I eme n t utilisé pour transporter simplement d'une base à une autre un ou plusieurs des trois autres étages du système .Pour cette même raison du dégage ment d'un volume suffisant entre les deux fuselages 131, une autre différence importante vis-à-vis des exemples précédemment décrits est que cet avion-porteur ne comporte pas de plan arrière fixe et unique, encastré sur les deux dérives 136 ou sur les deux pointes arrière des fuselages 131 pour former un unique empennage arrière, mais il comprend au contraire deux empennages arrière indépendants , de structure classique, dont chacun est monté sur la pointe arrière d'un fuselage 131 et comporte un plan fixe 135' (en traits mixtes) à flèche positive et à petit dièdre positif , qui est encastré , dans la pointe arrière du fuselage 131 correspondant, juste sous la gouverne de direction 136a en arrière de la dérive 136 correspondante, et qui est équipé d'une gouverne de profondeur 135a.Les deux empennages arrière indépendants sont chacun porteur et constituent la surface portante arrière
Comme dans les exemples précédents, deux moteurs externes 137 sont chacun monté en nacelle suspendue en avant et sous le bord d'attaque d'une aile latérale 134 qui présente une flèche similaire et s'étend presque dans le prolongement du bord d'attaque de l'aile centrale 133.Les quatre autres réacteurs 138' peuvent être groupés en deux paires de réac teurs dont chacune est associée à la partie arrière d'un fuselage 131 , les deux mo teur s 138'correspondants étant montés en porte-à-faux l'un sur le flanc interne et l'autre sur le flanc externe du fuselage 131 , sensiblement de part et d'autre du pied de la dérive 136 correspondante.Les plans fixes arrière sont alors surélevés en position 135' resprésentés en traits mixtes
Dans une variante préférée, il est également possible de monter ces quatre réacteur s en nacelles suspendue s sous 1' intrados et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale 133 , comme représenté en traits pleins en 138 8 ces quatre moteurs étant symétriques deux à deux par rapport au plan longitudinal et médian de l'avion, passant par la corde de plus grande profondeur de l'aile centrale 133, de sorte que deux moteurs 1 38 sont disposés de chaque côté de la pointe avant triangulaire de l'aile centrale i33, dans laquelle est aménagée une trappe axiale 143 de logement d' un atterrisseur central et principal double 139, monté pivotant sous cette pointe avant , et formant contrepoids à l'encontre des flottements aéroélastiques de cette pointe. Dans ce cas, pour tenir compte de l'abaissement de ces quatre moteurs internes (entre les fuselages 131) chacun des deux plans fixes arrière indépendants est implanté en position 135 surbaissée et au milieu de la hauteur de la pointe arrière du fuselage 131, comme représenté en traits pleins sur les figures 25 à 27.

Pour tenir compte de l'augmentation de poids en charge comme à vide de cet avion porteur , un atterrisseur avant central double et supplémentaire 141 est également monté pivotant sous le milieu du plan canard avant 132 , et peut se loger dans une trappe axiale ménagée aans l'avant de
l'intrados de ce plan canard 132
Le second étage du système de lancement spatial et/ou orbital est un engin ou un avion supersonique, ou même hypersonique, en forme d'aile delta élancée 143, et équipé d'un ensemble propulsif combiné et triple 144, constitué de trois turboréacteur s axiaux et côte à côte entouré chacun d'un statoréacteur, L'ensemble propulsif 144 étant monté en saillie axialement sous la partie arrière et centrale de intrados de l'aile delta élancée 143 , de sorte que les tuyères d'éjection de cet ensemble 144 soient en saillie à l'arrière au-delà d'élevons 145 , montés au bord de fuite de l'aile delta élancée 143 , et de deux dérives supérieures et latérales 146, en saillie verticalement sur l'arrière de l'extrados de cette aile delta 143 , et formant des cloisons marginales à l'arrière de l'aile 143
En variante , ce second étage peut être un avionfusée, éoaleinent équipé d'un ou de plusieurs moteurs fusées otaccélération, à poudre ou à propergol liquide ,éventuellement combinés à un grand statoréacteur de propulsion principale, qui remplace l'ensemble propulsif combiné 144, et disposés dans son plan axial, ou encore latéralement sur les côtés d'un autre grand statoréacteur axial , en étant eux-mêmes éventuellement combinés à deux petits statoréacteurs supplémentaires
D'autres petits moteurs - fusées peuvent s' i nc o rpo- rer, sur les extrémités latérales de l'aile delta 143.

Ce second étage est supporté au-dessus des extrados du plan canard avant 132 et de l'aile centrale 133 respectivement par un empennage avant en V inversé 147, en saillie sous l'intrados de l'aile delta 143 et comportant deux plans fixes inclinés vers le bas et vers l'extérieur, et formant oes mâts de support sur l'extrados du plan canard 132, en étant équipé chacun à l'arrière d'une gouverne de direction 147a , et par une quille ventrale double 148 , également en saillie sous l'intrados de l'aile delta 143, et plus précisément constituée de deux plans solidaires de la partie inférieure de l'ensemble propulsif 144 et inclinés vers le bas et vers l'extérieur , en formant des mâts de support sur I 'extrados de l'aile centrale 133, et en étant équipés à l'arrière de gouvernes de direction 148a .Enfin , l'aile delta élancée 143 se prolonge par un apex 149 , de forme sensiblement rectangulaire à pointe avant triangulaire , et formant un berceau pour le troisième étage.

Ce troisième étage est constitué par une fusée 150 comprenant à l'arrière un bloc amovible 151 doté de moteurs-fusées 152, et , à l'avant de ce bloc amovible 151, deux étages 153 agencés en réservoirs larguables et joints l'un à l'autre dans un plan transversal 154 perpendiculaire à l'axe de la fusée 150 .Avant la séparation entre la fusée 150 et l'aile delta élancée 143 du second étage , la moitié inférieure de forme hémi-cylindrique de la fusée 150 est raccordée à la surface presque plane de l'apex 149 par des réservoirs profilés de raccordement 155,larguables ou intégrés au second étage , et de formes complémentaires , ou " karman " délimitant un berceau hémicylindrique concave et central pour recevoir la fusée 150, entre deux flancs supé rieurs latéraux et concaves de raccordement à une face inférieure maintenue appliquée sur l'apex 149 de l'aile delta élancée 143. De plus, les moteurs 152 de la fusée 150 sont carénés vers l'arrière par une coiffe larguable 156, agencée en réservoir de carburant pour le second étage, et qui prolonge vers l'arrière le bloc des moteurs 152 et se termine en pointe surmontée d'un élément de dérive 157.

Enfin, le quatrième étage est une navette spatiale 158, à aile en double delta, dont l'intrados est sensiblement plan et dont les extrémités latérales portent des petites dérives 159 en saillie vers le dessus de l'extrados et équipées de gouvernes de direction . Cette navette spatiale 158 est équipée d'un ensemble propulsif constitué d'un bloc amovible de moteurs-fusées 160, en saillie vers l'arrière par rapport à l'aile en double delta, et caréné vers l'arrière par une coiffe larguable 161 , également agencée en réservoir de carburant pour le second étage , et surmontée d'une dérive arrière centrale et verticale 162 .Avant la séparation entre la navette 158 et la fusée 150, ces deux étages sont raccordés l'un à l'autre par des réservoirs larguables et profilés de raccordement, ou "karman " 163 , pour le quatrième étage, et à formes complémentaires entre l'intrados plan de la navette 158 et la moitié dorsale Vlémi-cylindrique de la partie arrière de la fusée 150.

En variante , les éléments de carénage 156 et 161 FJeu\,ent être solidarisés l'un à l'autre et former une unique coiffe -réservoir larguable arrière et double à deux éléments superposés et profilés , dont l'élément inférieur assure le carénage à l'arrière des moteurs 152 de la fusée 150, et dont l'élément supérieur assure le carénage vers l'arrière des moteurs 160 de la navette 158 , cette coiffe unique étant larguée d'une seule pièce, avant la séparation entre , d'une part , le second étage, et o'autre part , L'ensemble constitué des troisième et quatrième étages
Dans une variante de réalisation , la navette spatiale 158 peut non pas être portée sur l'arrière de la fusée, mais constituer la pointe avant détachable de cette dernière.Dans ce cas , on peut également modifier la réalisation des ailettes 159 des extrémités latérales de l'aile en double delta de la navette pour qu'elles soient pivotantes et à inclinaison variable, de sorte qu'elles forment des mâts d'intrados supportant la navette sur l'extrados du plan canard avant,avant la séparation entre le premier étage ou avion-porteur et le reste du système ,tandis qu'elles forment des dérives d'extrados facilitant le retour de la navette en vol plané en fin de mi ss ion.

Dans un tel système à quatre étages , le premier étage, savoir l'avion-porteur , le second étage , savoir i 'engin supersonique à aile delta élancée , ainsi que le der nier étage , savoir la navette spatiale , reviennent indépen damnet les uns des autres sur terre après chaque lancement, et redeviennent utilisables pour un prochain lancement après des travaux de remise en état . Seule une ou plusieurs parties de la fusée, formant le troisième étage, peuvent rester en orbite , éventuellement pour la constitution d'une station spatiale, mais cependant de nombreux éléments de cette fusée peuvent également être récupérés : le ou les réservoirs larguables, le bloc moteur ainsi que des cases d'équipements notamment de commande , contrôle et navigation .Cette solution présente donc un intérêt économique considérable , d'autant plus qu'elle est facilement réalisable à partir d'éléments uéjà bien connus et fiables . Ceci permet d'éliminer les aléas de fonctionnement des fusées classiques à plusieurs étages, et en cas de panne de l'un des deux premiers étages au moins du système de lancement à quatre étages selon l'invention, ou en cas d'échec du lancement de la fusée du troisième étage, un retour à la base demeure possible , de préférence après vidange de certains réservoirs de certains étages dans un but de sécurité, sans compromettre les chances d'un prochain nouveau lancement, après remplacement ou réparation de l'étage défaillant
Dans un tel système , en plus de sa fonction de transport , I'avion-porteur du premier étage sert à lancer les trois autres étages , après avoir atteint une vitesse subsonique élevée et une altitude supérieure à 10000 mètres de sorte que l'engin supersonique du second étage puisse ensuite accélérer à des vitesses largement supersoniques et monter à des altitudes élevées de 30000 à 50000 mètres, en utilisant l'oxygène atmosphérique comme comburant pour le fonctionnement de ses statoréacteurs . Une telle procédure de lancement permet de diviser sensiblement par deux le poids total des second et troisième étages , car , du fait de l'altitude non négligeable (jusqu'à 50000 mètres) à partir de laquelle la fusée de l'étage 3 est lancée , la masse de propergol liquide quelle devra consommer est limitée, ce qui permet corrélativement de limiter la masse des structures de la fusée.De ce fait, le dimensionnement et la puissanve propulsive du second étage pe uve n t é ga I eme n t être limités .En conséquence, le second étage est un étage intermédiaire, qui sert de berceau volant pour les troisième et quatrième étages, et de renfort de structure pour la fusée du troisième étage. Ce second étage améliore considérablement les performances globales, sans exiger de développement coûteux du fait que sa masse et ses dimensions réduites autorisent l'utilisation de statoréacteurs supersoniques de faible poids et volume, et du fait que la commande et le contrôle du lancement et du vol du second étage avec puis sans chargement peuvent être assurés par
I 'équipage de l'avion-porteur et/ou celui de la navette spatiale, par télécommande.

En fait, le système de lancement est constitué par la combinaison de quatre étages, dont chacun est réalisé avec une structure spécifique adaptée à son rôle spécifique
Le premier étage, ou avion-porteur qui fait plus parti cul ièrement l'objet de l'invention, est un avion subsonique réalisé selon la nouvelle architecture aéronautique à double fuselage et triple voilure à portance positive, comme décrit ci-dessus, et représente l'étage de ce système com po s i te dont la masse est la plus importante et la construction la plus économique.Compte-tenu du poids des trois étages supérieurs qui s'applique essentiellement sur l'aile centrale 133 et également sur le plan canard avant 132, le train de roulement de l'avion au sol est complété,pour les décollages, par la présente de deux chariots de décollage
larguables 164, implantés chacun de manière détachable sous
l'intrados de l'aile centrale 133, sensiblement au niveau des deux éléments de la quille ventrale 148 du second étage.Sur les figures 25 et 27, ces chariots de décollage
larguables 164 ont été représentés schématiquement comme comportant chacun quatre paires de roues en tandem dispo sées à l'intérieur des atterrisseurs principaux 165 qui se relèvent dans les fuselages 131.Deux chariots de décollage larguables peuvent également être montés sous l'intrados du plan canard avant 132, au niveau des zones d'appui des plans fixes avant en V inversé 147 du second étage sur l'extrados de ce plan canard 132.

Sur les figures 28 à 30 ,on a représenté un avion trifuselage , dont les deux fuselages latéraux 171b sont identiques l'un à l'autre et reliés l'un à l'autre ainsi qu'au fuselage central 171a par trois surfaces portantes positives , disposées en tandem et à des hauteurs ifférentes.La surface portante avant est un plan canard 172, constitué de deux éléments 172a sensiblement trapézoïdaux et symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe du fuselage central 171a ,et dont chacun est encastré par son extrémité latérale externe dans le flanc interne de la pointe avant de forme rapidement évolutive du fuselage latéral 171b correspondant , tandis que son extrémité latérale interne est encastrée dans le fuselage central 171a à cheval sur la pointe avant et un tronçon cylindrique 171c de fuselage rajouté derrière la pointe avant évolutive , laquelle renferme le poste d'équipage 171d , de ce fuselage central 171a ainsi prolongé vers l'avant par rapport aux deux fuselages latéraux 171b, de sorte que la position du poste d'équipage 171d en avant de ces derniers procure une bonne visibilité latérale. La surface portante principale comporte une aile centrale 173 et deux ailes latérales externes 174 ,dont chacune est à flèche positive et encastrée de manière classique en position basse à l'extérieur d'un fuselage latéral 171b , et dont le bout d'aile porte des extrémités d'aile en delta tronqué 174b ,comme déjà décrit ci-dessus en référence aux figures 1 à 3 notamment .L'aile centrale 173 est constituée de deux éléments trapézoïdaux 173a symétriques par rapport à l'axe du fuselage central 171a , et dont chacun est encastré par sa partie latérale externe en position basse dans le fuselage latéral l71b correspondant, au mo y e n d' une nervure d' emp I a n t u r e interne plus longue vers l'avant que la nervure d'emplanture externe de l'aile latérale 174 correspondante dans le même fuselage latéral 171b .Par son extrémité latérale interne, de plus grandes profondeur et épaisseur, chaque élément trapézoidal de voilure 173a de l'aile centrale 173 est encastré en position basse dans le fuselage central 171a et de sorte cue les deux éléments de voilure 173a se prolongent l'un par l'autre sous le fuselage central, au même niveau en hauteur que les fuselages latéraux 17il, et de même section que ces derniers, qui sont des fuselages du type de celui d'avions moyens courriers ,avec cinq ou six sièges de front et une seule allée de circulation,mais également rallongés par la présence de tronçons de fuselages cylindriques 171e et 171f rajoutés respectivement derrière leur pointe avant et devant les couples principaux de fixation des ailes la térales 174.Ainsi, chaque élément de voilure 173a de l'aile centrale est à flèche positive prononcée , plus forte que celle du bord d'attaque de l'aile latérale 174 du même côté du fuselage principal 171a, tandis que le bord de fuite de chaque élément 173a est en légère contre-flèche.L'aile centrale 173 présente donc globalement une forme en double trapèze reliant rigidement les trois fuselages , qui sont relativement rapprochés , du fait de la faible envergure des éléments de voilure 172a et 173a respectivement du canard avant 172 de l'aile principale 173 , compensée par une profondeur suffisante pour leur donner la surface alaire voulue. La surface portante arrière est constituée par un unique empennage arrière comportant un plan fixe 175 débordant et encastré sur les trois dérives 176, sensiblement au quart inférieur de leur hauteur, et en avant de la gouverne de direction double 176a , dont chaque dérive 176 est équipée . La partie centrale ( s'étendant entre les deux fuselages latéraux 171b) de ce plan fixe arrière 175 est rectangulaire et constituée par deux éléments rectangula ires 175a symétriques par rapport à la dérive 176 du fuselage central 171a .Le plan fixe arrière 175 comprend également deux parties latérales 175b s'étendant chacune à l'extérieur de la dérive 176 d'un fuselage latéral l71b et ae forme trapézoidale avec un bord d'attaque à flèche positive et un bord de fuite dans le prolongement du bord de fuite des éléments centraux 175a , c'est-à-dire perpendioculaire aux axes des fuselages.De plus, le bout de chaque partie latérale 175b est équipé d'une extrémité marginale 175c , sensiblement analogues à ceux des extrémités des ailes latérales 174, mais de taille plus réduite
a propulsion de cet avion trifuselage est assurée par trois turbopropulseurs du type " propfan " ou "UDF" dont chacun est implanté dans la pointe arrière de l'un des fuselages , et sensiblement en porte-à-faux à l'arrière de la dérive 176 et de la gouverne de direction 176a correspondante.

Le moteur 177 central a son axe longitudinal dans le plan longitudinal et médian du fuselage central 171a, mais légèrement incliné vers le bas et vers l'avant . Par contre, chacun des moteurs latéraux 177 a son axe non seulement incliné vers l'avant et vers le bas dans la même mesure que le moteur 177 central, mais également incliné vers l'avant et vers l'intérieur , de sorte que les axes des deux moteurs latéraux 177 se coupent vers l'avant et dans le plan longitudinal et médian du fuselage central 171a. Chacun des trois moteurs 177 est alimenté en air par deux entrées d'air 178 de section transversale triangulaire et en saillie l'une sur le flanc interne et l'autre sur le flanc externe de la partie arrière du fuselage correspondant, de part et d'autre de la dérive 176 correspondante .Chaque entrée d'air 178, dont la section triangulaire est sensiblement aplatie , est implantée à mihauteur sur un flanc de fuselage de sorte qu'elle soit en dehors du sillage perturbé provenant de la surface portante principale en position basse . Pour assurer la protection des hélices des deux rotors contrarotatifs des moteurs 177, en particulier lorsque l'avion est cabré sur la piste, à l'atterrissage ou au décollage , il est prévu sous chaque fuselage une béquille arrière 179, qui est montée sous au moins une quille inférieure arrière, anti-roulis hollandais , 180 équipée à l'arrière d'une gouverne de direction supplémentaire 181 . Pour ce qui concerne le train d'atterrissage, il comporte, pour chaque fuselage, un atterrisseur avant et deux atterr isseurs principaux.

L'atterrisseur avant 182a est implanté sous la partie avant du fuselage central 171a , en avant par rapport aux atterrisseurs avant 182b des fuselages latéraux 171b . Par contre, les atterrisseurs principaux 183 peuvent être montés, sens i b I eme n t dans le même plan transversal , de façon à pivoter sous les ailes externes 174 et l'aile centrale 173 et à se loger dans des trappes ménagées dans les trois fuselages .Cependant, pour compenser l'augmentation de poids total de l'avion, des atterrisseurs principaux et centraux supplémentaires peuvent être imp 1 an tés sous les parties avant des éléments de voilure 173a de l'aile centrale 173 de façon à se relever dans des trappes ménagées dans la partie inférieure et centrale du fuselage central 171a
Les avantages aérodynamiques d'une telle architecture sont les mêmes que ceux présentés ci-dessus pour les solutions bifuselages, à la différence près que , sur un trifuselage , L'effet de tunnel est double , du fait précisément de la présence de trois fuselages parallèles et espacés .En cas de panne de l'un des moteurs 177, la convergence de leur axe, de 5 à 80 vers l'axe de lacet , réduit le couple de déséquilibre et, d'autre part, en raison de cette convergence et en combinaison avec la vitesse de déplacement de l'avion, chaque moteur est protégé des projections accidentelles d'aubages de turbine ou de pales d'hélices provenant d'un autre moteur et se déplaçant sur des trajectoires sensiblement paraboliques vers l'arrière
Pour améliorer la protection de chaque moteur vi s-a- vis des projections accidentelles de pièces provenant de l'un des autres moteurs, ainsi que pour améliorer le rendement aérodynamique de cette architecture aéronautique de trifuselage à trois surfaces portantes positives , il est avantageux que la partie centrale du plan arrière fixe ne conserve pas la forme rectangulaire , simple à réaliser, représentée en traits pleins sur les figures 28 à 30, mais présente une forme en flèche . Comme représenté en traits mixtes sur ces figures, la flèche du plan fixe arrière 175' peut être positive , de sorte que ses deux parties centrales ont la forme de parallélogrammes qui se rejoignent sur la dérive centrale 176 et avec un bord d'attaque et un bord de fuite présentant une flèche positive , de même que sur les parties latérales externes du plan arrière fixe, dont le bord de fuite reste dans le prolongement de celui de la partie interne adjacente .Dans ce cas, afin que le plan arrière fixe reste encastré de manière favorable dans les dérives 176 ,en avant de leur gouverne de direction 176a il est indiqué que les deux dérives latérales 176 soient reculées par rapport à la dérive centrale, soit par un déport vers l'avant de cette dernière, soit par un prolongement vers l'arrière des fuselages latéraux 171b , soit par une combinaison de ces deux modifications . Le décalage axial du moteur central par rapport aux moteurs latéraux qui résulte du prolongement vers l'arrière des fuselages latéraux 171b, le met davantage à l'abri des projections accidentelles d'aubages de turbine ou de pales d'hélices de ces derniers.Cependant, dans une autre variante préférée, le plan fixe arrière présente une flèche négative, comme représentée en 175" , de sorte que chacune des deux moitiés du plan arrière fixe 175" est dirigée vers la pointe d'une aile latérale 174,de manière à former avec la surface portante principale une aile sensiblement en losange ou rhomboïdale , dont les extrémités latérales ne sont pas jointives . Dans ce cas, il est très avantageux de prolon ger le fuselage central 171a en arrière des fuselages latéraux 171b , de sorte que la dérive centrale 176, la pointe arrière du fuselage central 1 7 1 a et le moteur central 1 7 7 soient reculés axialement par rapport respectivement aux dérives latérales 176, aux pointes arrière des fuselages latéraux 171b et aux deux moteurs latéraux 177.Bien évidemment dans cette variante, les part les centrales du plan arrière fixe 175" conservent une forme en parallélo- gramme, dont la forme en flèche négative se prolonge sur les parties latérales externes et trapézoidales, dont le bord de fuite demeure dans le prolongement de celui de celle des par ties centrales qui est située du même côté de la dérive centrale 176.On obtient ainsi un plan fixe arrière à flèche inverse 175" , encastré sur les trois dérives 176 , de plus faible envergure que la sur face portante principale (aile centrale 173 et ailes latérales 174), et dont les extrémités sont en position haute et très écartée par rapport aux extrémités des ailes latérales basses 174, ce qui permet d'éliminer des principaux défauts des ailes rhomboïdales, à savoir les interférences entre l'aile basse en position antérieure et l'aile haute en position arrière . A noter de plus que les tourbillons marginaux se développant aux extrémités des ailes latérales basses 174 ne peuvent atteindre les parties latérales externes du plan arrière fixe 175" du fait des différences d'envergure , et ceci à tous les angles d'incidence et/ou de dérapage . Cette réalisation est donc très favorable sur les plans de la maniabilité et ae la stabilité vis-à-vis respectivement des sollicitations du pilote et des turbulences . En outre, la flèche inverse au plan arrière fixe 175" lui assure une meilleure protection vis-à-vis des sillages perturbés et des effets de masque provenant de l'ai-le centrale 173, dont la flèche est opposée, ainsi que du plan canard 172.

Comme pour les avions b i fuselages décrits précézem- ornent, le turbopropulseur 177 implanté dans la pointe arrière de chacun des trois fuselages peut être remplacé par un turboréacteur de forte poussée , de préférence profilé par des capotages courts , ou encore chaque turbopropulseur peut être remplacé par une paire de turboréacteurs montés en porte-à- faux l'un sur le flan interne et l'autre sur le flan externe ae la partie arrière de chaque fuselage, de part et d'autre ae la dérive correspondante .Dans ce cas, il peut s'avérer nécessaire d'écarter davantage les fuselages les uns des autres, et donc d'augmenter l'envergure des parties centrales ou plan arrière fixe , des éléments de voilure trapézoldaux oe l'aile centrale,ainsi que des deux éléments d'empennage du plan canard avant, dont chacun peut présenter une forme rectangulaire ou trapézoidale de sorte que son bord d'attaque présente une flèche positive , tandis que son bord de fuite est soit perpendiculaire aux axes des fuselages soit en légè r e contre-flèche.Bien entendu , si l'on veut augmenter la surface alaire de chacun des deux éléments de voilure trapé zoidaux de l'aile centrale, il est possible d'augmenter la profondeur de cet élément au niveau de son encastrement sur le fuselage central , de sorte que son bord de fuite présente également une légère contref . èche
La nouvelle architecture aéronautique propre à l'invention a été décrite ci-dessus en référence à différents exemples d'avions bifuselages ou trifuselages .

Cependant, elle s'applique également à la réalisation d'hydravions , et convient particulièrement aux hydravions géants
Sur les figures 31 à 33, on a représenté un hydravion géant catamaran à trois surfaces portantes , qui peut être également réalisé, à échelle réduite, avec un plus petit nombre de moteurs ou des moteurs de plus faible puissance, sous la forme d'un avion éventuellement amphibie, équipé d'un train d'atterrissage du type "de fuselage" muni d'atterrisseurs à voie étroite escamotables dans des trappes ménagées directement dans les fuselages, sans qu'il soit nécessaire de prévoir des carénages latéraux de fuselage pour le logement des atterrisseurs .

L'hydravion des figures 31 à 33 comprend deux fuselages 201 , à deux ponts , qui sont parallèles et de même forme externe, et dont celui de gauche contient le poste d'équipage 20ia dans la partie supérieure de son nez , au niveau de son deuxième pont, tandis que l'accès à son premier pont , ou pont inférieur , est permis par un élément amovible de coque 2bulb , constituant la partie inférieure du nez du fuselage gauche 2gui, sous le poste d'équipage 201a .Le fuselage droit 201 est muni d'un nez 201c ouvrant dans sa partie supérieure et relevable vers le haut , de façon à découvrir son premier et son deuxième ponts,c'est-g-dire de façon à perrnettre le chargement par l'avant du premier pont (inférieur) et du deuxième pont (supérieur) de ce fuselage.

Les parties avant des deux fuselages 201 sont rigidement reliées l'une à l'autre par un plan canard avant 202, de forme rectangulaire , encastré en position haute dans les parties supérieures et internes des deux fuselages 201, juste en arrière de leur nez respectif . Les deux fuselages 201 sont également reliés rigidement l'un à l'autre, dans leurs parties centrales, par une aile centrale haute 203 en forme de double trapèze, de très grande profondeur avec une flèche positive importante de bord d'attaque et un bord de fuite en très légère contre-flèche.Cette aile centrale 203 est également encastrée par ses parties d'extrémité latérales, de plus faibles profondeur et épaisseur, sur le dessus des deux fuselages 201 , en étant pratiquement pro
longée de chaque côté, à l'extérieur des fuselages 201, par une aile latérale 204 de forme sensiblement trapézoida- le , dont le bord d'attaque à une flèche positive légèrement
inférieure à celle du bord d'attaque de l'aile centrale 203.De plus , les ailes latérales externes 2C4 sont des ailes hautes présentant chacune un petit dièdre positif alors que l'extrados de l'aile centrale 203 présente un dièdre inversé, du fait que l'intrados de cette aile centrale 203 est sensiblement horizontal , en direction transversale , mais que son épaisseur augmente vers l'extrados , depuis ses extrémités latérales d'encastrement sur les fuselages 201 , jusqu'à sa partie centrale de plus grande profondeur , dans le plan longitudinal et médian de l'hydravion. Comme dans certains des exemples précédents, les bouts des ailes latérales 204 présentent éventuellement des extrémités marginales en delta tronqué et récourbées vers le bas.

Dans cet exemple également, la troisième surface portante, ou surface portante arrière, est constituée par un unique plan fixe arrière 205 encastré en position très haute sur les deux dérives 206, dont chacune est supportée par la partie arriere de l'un des fuselages 201 et est équipée à l'arrière , d'une gouverne de direction double 206a . Entre les deux dérives 206, le plan fixe arrière 205 présente une partie centrale rectangulaire 205a, qui se prolonge à l'extérieur des deux dérives 206 par des parties latérales externes 205b, de forme trapézoïdale et très développée.Les extrémités libres de ces parties latérales 205b peuvent être conformées en extrémités marginales analogues à celles pouvant équiper les bouts d'ailes latérales 204, mais de taille plus .réduite . De plus, comme dans la plupart des exemples précédents, le bord d'attaque de chaque partie latérale 205b présente une flèche positive alors que son bord de fuite est dans le prolongement du bord de fuite de la partie centrale 205a du plan fixe arrière, et donc perpendiculaire aux axes des fuselages 201
La propulsion de cet hydravion est assurée par neuf réacteurs qui sont tous supportés par la surface portante principale .Un premier réacteur 207 , en position centrale, est monté en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale 203, au niveau de sa pointe triangulaire en porte-à-faux vers l'avant, de façon à constituer un contrepoids s'opposant aux développements de phénomènes aéroélastiques sur cette poInte, et, de plus , à provoquer à la fois une intense aspiration de l'extrados ou plan canard avant 252 et un intense soufflage de l'extrados de l'aile centrale 203.Sur la moitié arrière de 1 'extrados de cette dernière, et de part et d'autre de l'axe du réacteur central 207, sont symétriquement implantés, de chaque côté, deux réacteurs internes 208, écartés l'un de l'autre et du fuselage 201 voisin, et assurant une intense aspiration de la moitié avant de 1 'extrados de l'aile centrale 203 , sans que leur jet de gaz brûlés ne vienne atteindre le plan arrière fixe 205, du fait de la position surélevée de ce dernIer. En outre, deux autres moteurs, en position externe, sont implantés sur la partie arrière de l'extrados de chacune des ailes latérales externes 204 , et ces deux moteurs 209 sont également espacés l'un de l'autre et du fuselage 201 voisin.

Dans cette réalisation, on retrouve donc bien un effet de tunnel , entre les deux fuselages 201, combiné à un effet de fente, entre les parties des trois surfaces portantes qui s'étendent essentiellement entre les deux fuselages 201 . Irais de plus, on constate que les trois surfaces portantes ainsi que les neuf réacteurs sont en position haute, afin d'être à l'abri des vagues et des sillages et projections d'eau à l'amerrissage et au décollage.Pour permettre ceux-ci, chacun des deux fuselages 201 est aménagé en flotteur étanche, dont la partie inférieure constitue une coque formant également la soute ventrale de chaque fuselage 20i et présentant deux flancs concaves 210 qui se rejoignent le long d'une arête inférieure pour former une quille de forme hydrodynamique sous la majeure partie de la longueur de chaque fuselage 201, et une étrave sous le nez de chaque fuselage.La coque 211 de chaque fuselage se prolonge vers
L'arrière jusqu'à un étambot ventral arrière 212 solidaire o un panneau de coque arrière amovible 213 qui découvre, en position ouverte, le pont inférieur du fuselage 20i correspondant .Afin de faciliter le chargement d'un tel hydravion géant catamaran, ainsi que les transferts de fret d'un pont à l'autre, chacun des deux fuselages 201 est équipé à l'avant et à l'arrière d'un monte charge interne , dont 'ossature est constituée par des poutres mobiles des plan chers des ponts. Ces mo n tes - charges occupent les positions indiquées en 214, à proximité immédiate des différents panneaux ouvrants ménagés dans les coques pour permettre leur chargement
Enfin , on a représenté schématiquement sur les ailes latérales 204 des ailerons de commande aux vitesses éle v é e s 215 ainsi que des spoilers 216 pour l'assistance des ailerons et l'utilisation en aérofreins.De plus} dans une autre vers ion, tous les moteurs 208 et 209 peuvent éven tellement être implantés également en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque respectivement de l'aile centrale 2O3 et des ailes latérales 204, comme indiqué en traits mixtes en 208' et 209',chaque réacteur conservant le même écartement par rapport aux axes des fuselages 201, comme expliqué cl-dessus.

Sur les figures 34 à 36 on a représenté un hydravion géant trimaran, dont le fuselage central 221a , avec trois ponts superposés et des soutes dorsale et ventrale , est plus haut et plus long que chacun des deux fuselages latéraux 221b, avec deux ponts Internes superposés et des soutes dorsale et ventrale . Le poste d'équipage 221c est disposé dans la partie supérieure du fuselage central 221a, au niveau du troisième pont supérieur , et en avant par rapport au nez des fuselages latéraux 221b afin de dégager la visibilité . Comme dans l'exemple précédent, le panneau de coque 221d situé sous le poste d'équipage 221c , dans le nez du fuselage central 221a, est un panneau amovible avant qui découvre , en posi tion ouverte, le premier et le second pont, qui sont respecvivement des ponts inférieur et intermédiaire .De même, le nez de chacun des deux fuselages latéraux 221b est un nez ouvrant 22ie qui est relevable vers le haut pour dégager l'accès aux deux ponts superposés de chacun de ces deux fuselages latéraux 221b . En arrière de leur nez , les trois fuselages sont rigidement reliés les uns aux autres par un plan canard avant 222 en flèche positive , constitué éventuellement par deux tronçons de voilure trapézoidaux 222a, qui sont symétriques par rapport à l'axe du fuselage central 221a et encastrés par leur extrémité latérale interne de plus grandes profondeur et épaisseur , sur la partie supérieure du fuselage central 221a et, par leur partie latérale extérieure,sur la partie supérieure. du fuselage latéral 221b du côté correspondant Dans cet exemple , les bords a'attaque et de fuite de chaque tronçon de voilure 222a ont une flèche posItive.

Comme dans l'exemple précédent des figures 28 à 3O, I 'aile centrale 223 est également constituée de deux éléments de voilure de forme trapézoldale , ayant chacun une grande profondeur et une flèche positive importante au bord d'attaque, et ces deux éléments de voilure 223a sont symétriques par rapport à l'axe du fuselage central 221a et encastrés , par leur partie latérale interne de plus grandes épaisseur et profondeur sur la partie supérieure et centrale du fuselage central 221a, et , par leur partie latérale externe, de plus petites profondeur et épaisseur, sur la partie supérieure du fuselage latéral 221b du côté correspondant
Le bord de fuite de chaque élément de voilure 223 est en lé
gère contre-flèche, et leur intrados est sensiblement horizontal , en direct ion transversale , chacun des deux éléments 223a prenant de l'épaisseur de son extrémité voisine du fuselage latéral 22ib correspondant vers le fuselage central 221a , de sorte que l'extrados de l'aile centrale 223 présente un dièdre inversé par rapport au petit dière positif que présente chacune des deux ailes latérales externes 224, sensiblement dans le prolongement de l'aile centrale 223, vers l'extérIeur , au-delà des fuselages latéraux 221b .Chaque aile latérale 224 est une aile trapézoidale de flèche modérée
Les pointes arrière des fuselages sont rigidement raccordées l'une à l'autre par un unique plan arrière fixe 225. encastré sensiblement à mi-hauteur sur les trois dérives 226 dont chacune est portée par la partie arrière de l'un des fuselages , et est équipée , à l'arrière , d'une gouverne de direction double 226a .Tel que représenté en traits pleins, le plan arrière fixe 225 comprend une partie centrale (entre les deux fuselages latéraux 221b ) constituée de deux éléments centraux 225a de forme rectangulaire et symétriques par rapport à la dérive centrale 226, ainsi que deux éléments latéraux externes 225b , chacun de forme trapézoidale à bord attaque en flèche positive et bord de fuite dans le prolongement de celui des éléments centraux 225a , et perpendiculaire à l'axe des fuselages .On note de plus que la dérive centrale 226 est surélevée par rapport aux dérives latérales
La propulsion d'un tel hydravion trimaran est assurée par douze réacteurs qui sont tous supportés par la surface portante princIpale , quatre d'entre eux étant implantés en 227 sur la moitié arrière de l'extrados de chacun des éléments de voilure 223a de l'aile centrale 223, en étant décalés les uns des autres et des deux fuselages entre lesquels cet élément de voilure s'étend . Deux autres réacteurs 228 sont implantés sur la partie arrière de l'extrados de chacune
Les ailes latérales 224 , dans la partie voisine de ltemplanture de cette aile mais en étant cependant espacés l'un de l'autre et du fuselage latéral 221b voisin.

Comme dans l'exemple précédent, chacun des trois fuselages est aménagé en flotteur étanche dont la partie inférieure forme une coque d'hydravion délimitant la soute ventrale du fuselage correspondant . Chaque coque 231 présen te deux flancs concaves 230 se raccordant le long de leur arête inférieure pour former une quille sous la majeure partie de chaque fuselage et une étrave sous le nez du fuselage correspondant . Chaque coque 231 s'étend vers l'arrière du fuselage correspondant jusqu'à un étambot arrière et ventral 232 solidaire d'un panneau de coque arrière amovible 233 qui, en position ouverte, dégage l'accès du premier et du second pont du fuselage central 221a et seulement du premier pont pour les fuselages latéraux 221b.

Dans cet exemple également, des montes-charges avant et arrière, dont les positions sont indiquées en 234, et dont l'ossature est constituée par des poutres mobiles des planchers des fuselages, sont prévus dans ces derniers, à proximité des dl f fé rentes parties de coque amov lb les , pour faciliter les chargements et déchargements de l'hydravion.

Dans une variante de réalisation, de construction plus complexe et plus coûteuse, mais avantageuse sur le plan du rendement aérodynamique, et comme indiqué en traits mixtes sur les figures 34 à 36, le fuselage central 221a est prolongé vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux 221b, oe sorte que la dérive centrale surélevée 226 est également en arrière des dérives latérales .Une autre variante consiste à raccourcir les fuselages latéraux 221b et à prolonger légèrement vers l'arrière le fuselage central 221a, de manière à ne pas changer le bras de levier moyen du plan arrière fixe .Ce dernier n'est plus rectangulaire dans ses parties centrales ni à bord de fuite perpendiculaire à l'axe des fuselages , mais présente une flèche négative , comme indiqué en 225',de sorte que ses deux parties centrales aient la forme de deux parallélogrammes se rejoignant sur la oérive centrale 226 et se prolongeant à l'extérieur des dérives latérales par les parties externes trapézoïdales , à flèche également négative et dont le bord de fuite est toujours dans le prolongement de celui de la partie centrale du même côté de la dérive centrale 226.

De la sorte, la surface portante arrière et la surface portante principale constituent une aile en losange ou rhomboioale , dont les extrémités de l'aile antérieure en position basse sont très écartées des extrémités latérales de
l'aile postérieure en position haute . Comme dans l'exemple de l'avion tri fuselage précédemment décrit, cette mesure permet d'éliminer les interférences et les instabilités provoquées par les zones jointives aux extrémités latérales d' une aile rhomboidale de structure classique .Dans ce cas, pour que le plan arrière fixe, à flèche inversée par rapport aux flèches du plan canard avant et de la surface portante principale , soit convenablement protégé des sillages perturbés et effets de masque provoqués par les deux surfaces portantes qui le précèdent,et pour qu'il soit également éloigné des effets des cônes de gaz chauds sortant des tuyères des réacteurs,il est indiqué d'implanter ces derniers en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale 223 et des ailes latérales externes 224, comme représenté en traits mixtes en 227' et 228'
Pour les raisons déjà présentées ci-dessus, une telle réalisation à plan fixe arrière en flèche inversée est très avantageuse pour sortir l'appareil de configurations de vol anormales et pour améliorer le rendement aérodynamique global.

Dans les différents exemples d'avions et hydravions multifuselages décrits ci-dessus, et en particulier dans les exemples d'appareils trifuselages , le fuselage central peut être réservé pour le fret et les fuselages latéraux aménagés pour le transport de passagers. De plus, si l'on veut utiliser des moteurs alimentés en carburant liquide à basse densité, tel que de l'hydrogène ou du méthane , le fuselage central peut être aménagé en réservoir d'un tel carburant de basse densité . En particulier, ce réservoir peut être disposé au centre de l'appareil , afin de le protéger des chocs externes et également afin de répartir les charges les plus lourdes et les plus denses, constituées par le fret et les passagers, sur les extrémités des éléments de voilure des trois surfaces portantes qui s'étendent entre les deux fuselages latéraux.De préférence, le réservoir central de carburant à basse densité est séparé , d'une part, du poste a'équipage dans le nez du fuselage central, et , d'autre part, de la queue de ce fuselage central, dans laquelle est éventuellement installé un moteur , par une soute à fret.

Cette réalisation est particulièrement intéressante pour les versions très longs courriers ,pour lesquelles la masse du carburant représente une fraction Importante du poids au décollage , ce qui se traduit par un allégement extrêmement important lorsque ce carburant est de l'hydrogène liquide par exemple .De plus, le grand volume nécessaire au logement d'un réservoir central d'hydrogène liquide justifie la présence, sur un avion ou hydravion cargo lourd, d'un fuselage central, oe grande longueur, ce qui correspond précisément à l'architecture tr ifuselage proposée .Cette dernière semble présenter les meilleures garanties de sécurité combinées au maximum de rendement en raison des trois surfaces portantes positives
Si le volume du fuselage central est insuffisant pour loger tout le carburant basse densité nécessaire,ou si une grande partie du fuselage central demeure réservée pour le fret, deux réservoirs pour ce carburant peuvent également être aménagés dans des caissons de l'aile centrale au fait de la grande épaisseur de cette dernière et de sa forme en plan relativement ramassée
Dans tous les exemples de réalisation décrits cidessus , la coopération du plan canard avant et du ou des plans fixes arrière, constituant respectivement un empennage avant et un ou plusieurs empennages arrière , avec la surface portante princIpale présentant une aile centrale reliant rigidement les différents fuselages de l'appareil, permet d'une part , d'assurer une excellente rigidité à l'ensemble de la structure , avec une répartition de charge homogène en direct ions longitudinale et transversale aussi bien en vol qu'au sol ou sur la mer, et permet d'obtenir un important allègement du poids à vide de cette structure,et une très bonne hypersustentation par les effets combinés de tunnel entre les fuselages, et de fentes entre les trois surfaces portantes positives à des niveaux décalés. Cette architecture aéronautique originale se prête avantageusement à des nombreuse dispositions différentes de moteurs , en fonction des applications et utilisations civiles ou militaires envisagées . L'architecture aéronautique multifuselage et à trois surfaces portantes propre à l'invention est, bien entendu, également applicable à la réalisation d'avions civils et/ou militaires subsoniques comme supersoniques.

Les signes de référence insérés après les caractéristiques techniques mentionnées dans les revendications, ont pour seul but de faciliter la compréhension de ces dernières, et n'en limitent aucunement la portée.

Claims

REVEND ICAT IONS

1 Aéronef du type action et/ou hydravion multifuselage à plusieurs surfaces portantes comprenant au moins eux fuselages (I ) sensiblement parallèles et espacés les uns des autres, et reliés rigidement les uns aux autres par au moins deux surfaces portantes (2,3), ledit aéronef étant équipé de moteurs fixes (7), et caractérisé en ce qu il comprend uniquement trois surfaces portantes, (2,3-4,5::dont l'une est une surface portante avant, c omp o r t a n t un plan canard (2) formant un empennage avant, proche de ltextrémité avant des fuselages (I ) qu'il relie les uns aux autres , et encastré au moins dans les parties avant (la) sur les flancs Internes des deux fuselages (1 ) en position latérale externe, une seconde surface portant étant une surface portante principale, comportant une aile centrale (3) s'étendant entre les fuselages latéraux externes et encastrée dans les fuselages qu'elle relie également les uns aux autres, et deux ailes latérales (4) sy métr iques par rapport au plan longitudinal et médian de l'aéronef ,et s'étendant chacune latéralement à l'extérieur de l'un des deux fuselages latéraux externes, et la troisième surface portante est une sur face portante arrière (5), formant empennage arrière, et comportant au moins un plan arrière monté sur au moins un fuselage, de sorte que les trois surfaces portantes (2,3-4,5) et les fuselages assurent une répartition longitudinale et transversale sensiblement homogène des charges sur la structure de l'aéronef dont ils permettent l'allégement, chaque fuselage (I) portant une dérive (6) sur sa partie d'extrémité derrière.

2.Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque fuselage (131) porte sur sa partie d'extrémité arrière un empennage (135) indépendant du ou oes autres fuselages (131).

3 Aéronef selon la revendication l,caractérisé en ce que la surface portante arrière est constituée d'un unique plan fixe arrière (5), reliant rigidement tous les fu selages (I) et dont la finesse est sensiblement supérieure à celle de la surface portante principale (3,4)dont la finesse est elle-même sensiblement supérieure à celle de la surface portante avant (2).

4.Aéronef selon la revendication 3 caractérisé en ce que le plan fixe arrière (5) s'étend latéralement vers l'extérieur au-delà des deux fuselages latéraux externes ( I ) .

S Aéronef selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le plan canard (2) est encastré entre les deux fuselages latéraux externes (I) sans s'étendre la latéralement à ltextérieur de ces derniers.

6 Aéronef selon l'une des revendications 4 et 5 caractérisé en ce que les ailes latérales (4) de la surface portante principale et les parties latérales (5b) de la surface portante arrière (5' qui sont externes aux fuselages latéraux externes (1), ont une flèche, un calage en incidence et un profil tels qu'elles viennent au décrochage aérodynamique après l'aile centrale (3) de la surface portante principale , décrochant elle-même après le plan canard (2).

7.Aéronef selon l'une des revendications I à 6 caractérisé en ce que le plan canard avant (2) est de forme générale en plan rectangulaire ou en forme de double trapèze (172) symétrique par rapport au plan longitudinal et mé aian de l'aéronef, et présentant un bord d'attaque ayant une flèche positive

8.Aéronef selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le plan canard avant (2) comporte un caisson fixe présentant un calage à incidence fixe supérieure à celle des deux autres surfaces portantes (3-4,5).

9.Aéronef selon l'une des revendications 1 à 8, en particulier du type bifuselage , caractérisé en ce que la surface portante principale présente une aile centrale (3) de forme en plan rectangulaire ayant de préférence une pro fondeur sensiblement égale à celle de la nervure d'encastrement (4a) des ai les latérales externes (4) de cette sur face portante principale dans les fuselages (1).

lv. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 8, en particulier du type bifuselage , caractérisé en ce que la surface portante principale présente une aile centrale (23) en forme de double trapèze agencée en aile delta tronquée, dont la flèche du bord d'attaque est éventuellement plus prononcée que la flèche des ai les latérales externes (24) de la surface portante principale,tandis que le bord oe fuite de l'aile centrale (23) est sensiblement perpendiculaire aux axes des fuselages et/ou en légère contreflèche (43) , de sorte que la flèche moyenne des cordes de profils de l'aile centrale (23, 43) soit sensiblement la même que celle des ailes latérales externes (24,44).

il.Aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce qu' il comprend au moins un réservoir de carburant et/ou au moins un moteur (51) et/ou au moins un atterrisseur principal et central (50), fixé dans ou à aile centrale (43) , en particulier sur sa partie avant triangulaire en porte-à-faux

12.Aéronef selon l'une des revendications 3 à 11 au type tri fuselage , et en particulier hydravion trimaran, caractérisé en ce que l'aile centrale (223) de la surface portante principale, le plan canard avant (222) et la partie centrale (225a) du plan fixe arrière (225) sont chacun constitués respectivement d'un couple d'éléments de voilure (223a) ou d'empennage avant (222a) ou arrière (225a), symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe du fuselage central (221a) , qu'ils relient aux fuselages latéraux (221b)

13 Aéronef selon la revendication 12,caractérisé en ce que les deux éléments de voilure (223a) de l'aile centrale sont deux éléments trapézoidaux encastrés chacun dans le fuselage central (221a) , et dont le bord d'attaque présente une flèche positive prononcée, alors que le bord de fuite présente éventuellement une légère contre-flèche.

14. Aéronef selon 1 'une des revendications 9 à 13, caractérisé en ce que l'aile centrale (23) présente une surface d'intrados sensiblement horizontale entre les deux fuselages latéraux externes (21), et une épaisseur qui se développe vers l'extrados, à partir des ernplantures sur les fuselages (21) de sorte que 1 'extrados présente un dièdre négatif .

15.Aéronef selon l'une des revendications 4 à 14,caractérisé en ce que le plan fixe arrière (5) est un plan fixe ayant une grande envergure et une faible profondeur par rapport respectivement à l'envergure et à la profondeur du plan canard avant (2).

16.Aéronef selon l'une des revendications 3 à 15 caractérisé en ce que le plan fixe arrière (il5) est encastré sur les pointes arrière d'au moins deux fuselages (111)

17.Aéronef selon l'une des revendications 3 à 15, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (5) est encastré aans les dérives (6) d'au moins deux fuselages (I) et coiffe éventuellement ces dérives (6).

i 8. Aéronef selon 1 'une des revendications 4 à 17, caractérisé en ce que le plan fixe (5) arrière comprend une partie centra le (5a) , s'étendant entre les deux fuselages latéraux (I) externes,qui est de forme rectangulaire et perpendiculaire, dans sa plus grande dimension, à l'axe des fuselages (I),et deux parties latérales externes (5b) s'étendant latéralement à l'extérieur des deux fuselages latéraux externes (1) , et qui sont chacune de forme trapézoidale avec un bord d'attaque en flèche positive, et un bord de fuite s'étendant sensiblement dans le prolongement

Lu bord de fuite de la partie centrale (5a).

i9. Aéronef selon l'une des revendications 3 à 17, du type trifuselage , caractérisé en ce que le plan fixe arrière (175') présente une flèche symétrique par rapport à l'axe du fuselage central (171a), de part et d'autre duquel ce plan arrière fixe présente deux portions centrales de liaison aux dérives (176) des fuselages latéraux (171b) et en forme de parallélogrammes se rejoignant sur la dérive centrale (176) portée par le fuselage central (171a).

20.Aéronef selon la revendication 19, caractérisé en ce que le plan fixe arrière (175') présente une flèche positive, y compris dans sa partie centrale, les deux dérives latérales (176) étant reculées par rapport à la dérive (176) centrale par un déport vers l'avant de cette dernière et/ou par un prolongement vers l'arrière des fuselages latéraux (171b) par rapport au fuselage central (171a) et l'aéronef est équipé de trois moteurs (177) de préférence de type turbo-réacteur ou propfan, montés chacun à l'extrémité arrière de l'un des trois fuselages, le moteur central étant éventuellement avancé ou reculé par rapport aux moteurs latéraux, dont les axes sont légèrement inclinés sur l'axe du moteur central de sorte qu'ils convergent vers l'avant par rapport au moteur central.

21.Aéronef selon la revendication 19, en particulier du type hydravion trimaran , caractérisé en ce que le plan fixe arrière (225') présente une flèche négative, et les ailes latérales (224) au moins de la surface portante principale, en position basse par rapport au plan fixe arrière (225') et d'une envergure supérieure à celle de ce dernier , présentent une flèche positive , le fuselage central (221a) étant prolongé vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux (221b) de sorte que la dérive centrale (226) soit reculée par rapport aux dérives latérales, et que le plan fixe arrière (225') forme avec la surface portante principale (223-224) une aile sensiblement en losange ou rhomboïdale pour laquelle les extrémités latérales du plan fixe arrière (225') et des ailes latérales (224) de la surface portante principale ne sont pas jointives mais très écartées les unes des autres.

22.Aéronef selon l'une des revendications I à 2i caractérisé en ce qu'il comprend au moins un moteur (là8) monté en nacelle suspendue en avant et au-dessous ou bord a'attaque de l'aile centrale (113) de la surface portante principale (li3-114).

23. Aéronef selon l'une des revendications I à 22, caractérisé en ce qu' il comprend au moins un moteur (88) monté sur I 'ext rados et/ou en épaulement au-dessus et en avant du bord d'attaque de l'aile centrale (83) de la surface portante principale (83-84).

24. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 23, caractérisé en ce qu'il comprend un moteur (7) logé dans la pointe arrière d'au moins un fuselage ( 1 ) et de préférence de chacun d'eux, et de sorte que les moteurs (7) des fuselages latéraux (I) aient éventuellement des axes convergents l'un vers l'autre et vers l'avant ,et/ou vers le bas chaque moteur (7) logé dans une pointe arrière de fuselage (I) étant alimenté par au moins une prise d'air (8) s ouvrant sur l'un au moins des flancs du fuselage (1) et /ou de la dérive (6) correspondante et/ou au pied de la dérive.

25. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 24, caractérisé en ce qu' il comprend au moins un moteur (27) monté latéralement en porte-à-faux par rapport à la partie arrière d'au moins un fuselage (21).

26. Aéronef selon la revendication 25, telle que rattachée à la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un moteur (67)monté latéralement sur le flanc interne de la partie arrière de chaque fuselage (61) et également relié au plan fixe arrière (65).

27.Aéronef selon l'une des revendications 1 à 26 caractérisé en ce qu'il comprend au moins un moteur (87)fixé à chaque aile latérale externe (84) de la surface portante principale (83-84).

28.Aéronef selon l'une des revendications I à 27, du type trifuselage, caractérisé en ce que le fuselage cen tral (171a) est prolongé vers l'avant et/ou vers l'arrière par rapport aux fuselages latéraux (171b) et, éventuellement, disposé à un niveau supérieur à celui commun aux deux fuselages latéraux (171b).

29.Aéronef selon l'une des revendications I à 28, du type trifuselage , caractérisé en ce que le fuselage central (171a) est aménagé, entre sa partie d'extrémité avant, dans laquelle est de préférence installé le poste d'équipage (171d) , et sa partie d'extrémité arrière, dans laquelle est éventuellement logé un moteur (177), en au moins un réservoir de carburant à basse densité, tel que de i'hydrogène ou du méthane liquide, et/ou en au moins une soute à fret, tandis que les deux fuselages latéraux (171b) sont aménagés pour le transport de passagers et/ou de fret et qu'au moins un caisson de l'aile centrale (173) est éventuellement également aménagé en au moins un réservoir supplémentaire de carburant à basse densité.

30.Aéronef selon l'une des revendications I à 29, caractérisé en ce qu'il comprend des atterrisseurs avant (182a, 182b) et principaux (183, 184) , qui sont répartis longitudinalement sous l'ensemble des fuselages (171a, 171b) de manière à assurer une distribution longitudinale et transversale des masses au sol qui soit analogue à la répartition sensiblement homogène longitudinale et transversale des charges assurée par la coopération des fuselages (171a, 171b) et des trois surfaces portantes (172, 173-174,175).

31. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 30, caractérisé en ce qu'il comprend de plus au moins un atterrisseur principal et central (109) monté escamotable sous l'aile centrale (103) de la surface portante principale, et/ou au moins un atterrisseur avant et central (141) monté escamotable sous le plan canard avant .(132) afin a'améliorer la distribution des masses sur le sol.

32 Aéronef selon l'une des revendications ì à 29, du type hydravion b i ou trifuselage, caractérisé en ce que chacun des deux ou trois fuselages (201a, 2bulb) constitue un flotteur dont la partie inférieure est aménagée en coque (211) à profil hydrodynamique à deux faces concaves (210) en direction transversale, qui s'étend à partir de la pointe avant du fuselage (20ia, 201b) sur une longueur suffisante pour assurer une distribution longitudinale et transversale des masses, sur 1 'eau, qui soit analogue à la répartition sensiblement homogène longitudinale et transversale des charges assurée par la coopération des trois surfaces portantes (202, 203-2ü4, 205) et des deux ou trois fuselages (2via, 20ib) d'un hydravion respectivement catamarin ou trimaran.

33. Aéronef se lo n 1 'une des revendications 5, 7 à 14, 17 et 19, et 21 à 32 telle que rattachée à la revend il cation 3, caractérisé en ce qu'au moins un moteur (67) de préférence central, est fixé, éventuellement par un mât de suspension (68) équipé d'une gouverne de direction supplémentaire, à l'intrados du plan fixe arrière,éventuellement en forme de double trapèze ne s'étendant pas latéralement au-delà des dérives des fuselages latéraux externes.

34.Aéronef selon l'une des revendications I à 33, caractérisé en ce qu'il porte, au moins partiellement audessus de son aile centrale (103) un dôme rotatif (121) d'une installation de détection et/ou de communication, en particulier d'un radar, le dôme (121) étant soutenu par deux paires de mâts (123) d'étais en V inversé,prenant appui sur les fuselages latéraux (101), et de préférence équipés chacun d'au moins un vérin télescopique, pour la correction d'incidence et/ou de l'assiette latérale et/ou oe la hauteur du dôme (121).

35.Aéronef selon l'une des revendications 5 à 11, 14, 22, 24, 24 ,27, 30 et 31, telle que rattachée à la revendication 2, du type bifuselage (131) dont la surface portante arrière est constituée de deux empennages séparés (135) , caractérisé en ce qu'il constitue un avion porteur formant le premier étage d'un ensemble à plusieurs étages, et supportant, entre les deux fuselages (131) et audessus des extrados de son plancanard (132) et aile centrale (133), au moins un autre aéronef du type navette spatiale (158) et/ou fusée(l50) et/ou avion-fusée ou engin supersonique (143), formant le dernier étage de l'ensemble, et lui même supporté, le cas échéant, par au moins un étage intermédiaire de lancement, d'accélération, et de mise en orbite , agencé en fusée (150) et /ou avion et/ou avionfusée et/ou engin supersonique (143).

36. Aéronef selon la revendication 35, caractérisé en ce qu'il comprend une aile centrale basse (133) et/ou un plan canard avant bas (132) equipé (e) d'au moins un chariot de décollage larguable (164) sous l'aile centrale (133) et/ou sous le plan canard avant (132).

37.Aéroneuf selon l'une des revendications 35 et 36, caractérisé en ce qu'il comprend un second étage (143) destiné à éventuellement supporter lui même un lanceur spatial et/ou véhicule orbital du type fusée portesatellite (150) et/ou une navette spatiale (158), et agencé en avion-fusée ou engin à aile delta élancée (143) , de préférence munie d'élevons (145) au bord de fuite et d'au moins une dérive (146) centrale et/ou latérale, supérieure et/ou inférieure, et portant en saillie sous l'avant de son intrados un empennage avant en V inversé (147) constituant deux mâts de support sur l'extrados du plan canard avant (132), et, en saillie sous l'arrière de son intrados , une quille ventrale double (148) éventuellement équipée d'au moins une gouverne de direction (148a) et constituant deux mâts de support sur l'extrados de l'aile centrale (133), l'aile delta élancée se prolongeant par un apex (149) formant un berceau de lanceur spatial et/ou véhicule orbital et étant équipée d'un ensemble propulsif (144) comprenant au mo ins un sta toréac teur et /ou turboréacteur e t /o u au moins un moteur - fusée à poudre ou à propergol liquide .

38. Aéronef selon l'une des revendications 35 à 36, caractérisé en ce qu il comprend un troisième étage, destiné à éventuellement supporter lui même un véhicule or orbital, du type navette spatiale (158) , et agencé en fusée (150) comportant à l'arrière un bloc amovible (151) incorporant des moteurs-fusées (152) , qui est caréné vers l'arrière par une coiffe larguable (i56) formant réservoir de carburant pour le second étage,et en avant duquel la fusée (150) comporte au moins un étage-réservoir larguable (-53) , la fusée (150) étant raccordée au second étage (;;43) par au moins un réservoir profilé de raccordement (155) , éventuellement intégré au second étage, et à formes complémentaires, entre la partie ventrale et cylindrique de

la fusée (150) et un berceau de support(l49) sur le second étage (i43)

39.Aéronef selon l'une des revendications 36 à 38, caractérisé en ce qu'il comprend un quatrième étage, du type navette spatiale (158),supporté par un troisième étage

(s50) et comportant un bloc arrière amovible de moteurs

fusées (160), qui est caréné vers l'arrière par une coiffe

larguable (161)formant réservoir de carburant pour le second étage, et surmontée d'une dérive centrale (162), la navette(l58) étant raccordée au troisième étage (i50) par au moins un réservoir larguable profilé de raccordement

(163) pour le quatrième étage, et à formes complémentaires entre l'intrados sensiblement plan de la navette (158) et

la partie dorsale du troisième étage (150).

40. Aéronef selon la revendication 39, telle que

rattachée à la revendication 38, caractérisé en ce qu'il comprend un quatrième étage du type navette spatiale (158) monté à l'extrémité avant de la fusée (150) et présentant une voilure delta simple ou double dont les extrémités la

térales sont pourvues d'ailettes (159) pivotantes à incli naison réglable entre une position basse , dans laquelle elles constituent des mâts d'intrados de support sur l'extrados du plan canard (132) de l'avion-porteur, et une position haute dans laquelle elles constituent des dérives d'extrados pour le retour dans l'atmosphère.