Avion multiplans à propulsion pousse et tire La présente invention appartient au domaine des avions de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant une aile et des empennages horizontaux en arrière et en avant de l'aile et propulsé par des moteurs entraînant des hélices placées dans le plan de symétrie vertical du fuselage. Dans le domaine des avions, le problème du choix d'une architecture aérodynamique et celui de l'intégration des moyens de propulsion sont en général le résultat de compromis entre les capacités opérationnelles souhaitées pour l'avion, ses performances et ses coûts d'exploitation. Ces aspects sont en outre contraints par des exigences de sécurité et de certification. Pour les avions de transport, la configuration aérodynamique la plus généralement utilisée consiste en un fuselage allongé dans l'axe de l'avion sur lequel est fixé une aile assurant le principal de la portance et des empennages arrières, fixés au fuselage en arrière de l'aile, pour répondre aux besoins de stabilité et de contrôle longitudinal, en profondeur ou en lacet, de l'avion. Pour palier à certains inconvénients des empennages horizontaux arrières, en particulier la création d'une portance négative dans certaines manoeuvres, il est connu d'utiliser pour le contrôle longitudinal en profondeur des empennages avants ou empennages canard, situés sur le fuselage en avant de l'aile. Suivant une architecture connue, par exemple du brevet EP 0030053 ou du brevet EP 0680877, un avion comporte un empennage arrière et un empennage canard avant de sorte à combiner certains avantages de chacun des 25 types d'empennage horizontal en matière de stabilité et de contrôle longitudinal. Une telle architecture a effectivement été mise en oeuvre sur l'avion Avanti P150, architecture décrite dans le brevet EP 0084686, du constructeur Piaggio Aero, dans lequel la propulsion est réalisée par deux turbopropulseurs fixés sur l'aile de l'avion de chaque côté du fuselage et entraînant des hélices fonctionnant à pousser placées prés du bord de fuite de l'aile. De manière similaire aux autres exemples cités, les moteurs de propulsion, réacteurs ou moteurs à hélice, sont, sur de tels avions combinant des empennages horizontaux arrières et avants, fixés sur l'aile de manière conventionnelle dans un agencement symétrique par rapport au fuselage de sorte que les interférences entre les empennages horizontaux et les moteurs sont évités. Lorsqu'il est recherché une solution d'intégration de la propulsion qui induise le minimum d'effets secondaires en particulier en cas de panne d'un moteur, il est également connu de rechercher des solutions dans lesquelles les moteurs sont placés proche de l'axe du fuselage de l'avion, ou au moins proche du plan de symétrie vertical de l'avion. En particulier lorsque la propulsion doit être assurée par des hélices, il est connu de mettre une hélice à l'avant du fuselage, hélice fonctionnant à tirer, et 15 une hélice à l'arrière du fuselage, hélice fonctionnant à pousser. Une telle architecture d'avion, connue du modèle D0335 du constructeur DORNIER et repris par le modèle Skymaster du constructeur CESSNA, reste cependant associée à des hélices simples et sur le plan aérodynamique à une architecture d'empennage horizontal arrière conventionnelle. 20 Pour améliorer les possibilités des solutions connues et permettre une intégration performante d'une propulsion de type propfan à des avions de transport rapide, un avion comportant un fuselage de forme allongée, une aile fixée au fuselage dans une partie médiane suivant une longueur dudit fuselage et 25 un empennage formant une surface aérodynamique sensiblement horizontale, empennage arrière ou empennage canard avant tel qu'il est connu de mettre en oeuvre pour réaliser la stabilisation et le contrôle longitudinal en profondeur de l'avion, comporte : - un premier moteur fixé au fuselage, à l'extrémité arrière du fuselage, ce 30 premier moteur comportant une turbine entraînant en rotation autour d'un même axe deux hélices contrarotatives agencées pour produire une force à pousser orientée sensiblement suivant une direction longitudinale X de l'avion et dirigée vers l'avant suivant un sens de déplacement en vol de l'avion ; - un second moteur fixé au fuselage, à l'extrémité avant du fuselage, ce second moteur comportant une turbine entraînant en rotation autour d'un même axe deux hélices contrarotatives agencées pour produire une force à tirer orientée sensiblement suivant la direction longitudinale X et dirigée vers l'avant suivant un sens de déplacement en vol de l'avion. Il est ainsi possible d'intégrer des propulseurs à hélices rapides à un avion de transport, de manière aisé sur le plan mécanique, avec un minimum de pénalité aérodynamique, en particulier en maintenant un écoulement peut perturbé le long du fuselage du fait de la contrarotativité des deux hélices de chaque moteur, et en améliorant les conditions de manoeuvrabilité de l'avion en particulier en cas de panne d'un moteur. Dans une forme de réalisation, l'avion comporte à la fois un empennage canard avant, fixé au fuselage en avant de l'aile et en arrière du second moteur et un empennage arrière fixé au fuselage dans une partie du fuselage située en arrière de l'aile. Ainsi il est obtenu une répartition de portance améliorée qui permet d'éviter de créer des portances négatives sur l'empennage arrière, de diminuer la surface nécessaire de l'aile pour assurer la portance et limiter les variations d'assiette longitudinal de l'avion en particulier lors des phases de décollage ou d'atterrissage. En fixant l'empennage arrière, lorsque l'avion en est pourvu, à une dérive elle même fixée au fuselage dans une partie du fuselage, en arrière de l'aile et en avant du premier moteur, il est obtenu de limiter les interférences entre l'écoulement aérodynamique perturbé par l'empennage arrière et le premier moteur. Dans un mode de réalisation l'empennage arrière est fixé à la dérive au-dessus du fuselage à une hauteur telle que le sillage aérodynamique de l'empennage arrière passe lorsque l'avion est en vol, au moins dans certaines phases du vol, au-dessus des hélices du premier moteur. Du fait, dans cette situation, de l'absence d'interaction sensible des hélices du premier moteur avec le sillage de l'empennage arrière, le niveau de bruit des hélices est sensiblement diminué, leurs rendements améliorés et leur fatigue sur le plan de la structure des pales diminuée. Avantageusement le premier moteur est fixé au fuselage de sorte que l'axe des hélices de ce premier moteur est situé au-dessus d'un axe longitudinal du fuselage. Ainsi les hélices arrières ont leur distance au sol lorsque l'avion est au sol augmentée et l'avion est en mesure de prendre une assiette longitudinale au sol également augmentée lorsque les roues du train d'atterrissage principal sont au sol. Pour éviter que les hélices du premier moteur ne s'approchent trop prés du sol, par exemple lors des phases de décollage ou d'atterrissage, des lois de commande de vol de l'avion comportent des limitations de l'assiette longitudinale de l'avion, au moins lorsque des roues d'un train d'atterrissage principal touchent le sol, de sorte à conserver une garde au sol positive voulue des hélices du premier moteur.The present invention belongs to the field of transport aircraft. More particularly, the invention relates to an aircraft having a wing and horizontal empennages rearward and forward of the wing and propelled by motors driving propellers placed in the vertical plane of symmetry of the fuselage. In the field of aircraft, the problem of choosing an aerodynamic architecture and that of the integration of the propulsion means are generally the result of compromise between the operational capabilities desired for the aircraft, its performance and its operating costs. . These aspects are further constrained by security and certification requirements. For transport aircraft, the aerodynamic configuration most commonly used consists of an elongated fuselage in the axis of the aircraft on which is fixed a wing ensuring the main lift and tail empennages, attached to the fuselage at the rear of the aircraft. wing, to meet the needs of longitudinal stability and control, in depth or yaw, of the aircraft. To overcome some disadvantages rear horizontal stabilizers, in particular the creation of a negative lift in some maneuvers, it is known to use for the longitudinal control in depth of the front empennages or empennages duck, located on the fuselage in front of the aircraft. 'wing. According to a known architecture, for example EP 0030053 or patent EP 0680877, an aircraft comprises a rear tail and a front duck empennage so as to combine certain advantages of each of the horizontal tail types in terms of stability and control longitudinal. Such an architecture has actually been implemented on the aircraft Avanti P150, architecture described in patent EP 0084686, the manufacturer Piaggio Aero, in which the propulsion is performed by two turboprop engines fixed on the wing of the aircraft on each side fuselage and driving pushing propellers placed near the trailing edge of the wing. In a manner similar to the other examples cited, propulsion engines, reactors or propeller engines, are, on such aircraft combining rear and front horizontal stabilizers, fixed on the wing in a conventional manner in a symmetrical arrangement with respect to the fuselage of the aircraft. so that interferences between the horizontal empennages and the motors are avoided. When a propulsion integration solution is sought which induces the minimum of side effects, particularly in the event of engine failure, it is also known to look for solutions in which the engines are placed close to the engine. fuselage axis of the aircraft, or at least close to the plane of vertical symmetry of the aircraft. In particular when the propulsion must be provided by propellers, it is known to put a propeller at the front of the fuselage, propeller operating to fire, and a propeller at the rear of the fuselage, propeller operating to push. Such an aircraft architecture, known from D0335 model manufacturer DORNIER and taken over by Skymaster model CESSNA manufacturer, however, remains associated with simple propellers and aerodynamically to a conventional rear horizontal tailplane architecture. To improve the possibilities of the known solutions and to allow an efficient integration of a propfan propulsion to fast transport aircraft, an aircraft comprising an elongated fuselage, a wing attached to the fuselage in a median portion along a length of said fuselage and a stabilizer forming a substantially horizontal aerodynamic surface, tailplane or tail duck tail as is known to implement to achieve stabilization and longitudinal control of the aircraft depth, comprises: a first engine fixed to the fuselage, at the rear end of the fuselage, the first motor comprising a turbine driving in rotation about the same axis two contrarotating propellers arranged to produce a pushing force oriented substantially in a longitudinal direction X of the aircraft and directed towards the front following a direction of flight in flight of the aircraft; a second engine fixed to the fuselage, at the front end of the fuselage, this second engine comprising a turbine driving in rotation about a same axis two counter-rotating propellers arranged to produce a pulling force oriented substantially in the longitudinal direction X and directed forward according to a direction of flight in flight of the aircraft. It is thus possible to integrate propellers with fast propellers to a transport plane, in a mechanically easy way, with a minimum of aerodynamic penalty, in particular by maintaining a disturbed flow along the fuselage due to counter-rotation. the two propellers of each engine, and improving the maneuverability conditions of the aircraft especially in the event of engine failure. In one embodiment, the aircraft includes both a front duck tail, attached to the fuselage in front of the wing and behind the second engine, and a rear tail attached to the fuselage in a portion of the fuselage located behind the fuselage. 'wing. Thus, an improved lift distribution is obtained which makes it possible to avoid creating negative lift on the tail tail, to reduce the necessary area of the wing to provide lift and to limit variations in the airplane's longitudinal attitude. especially during the take-off or landing phases. By fixing the tail empennage, when the aircraft is provided with a drift itself attached to the fuselage in a part of the fuselage, behind the wing and in front of the first engine, it is possible to limit interference between the aerodynamic flow disturbed by the tail empennage and the first engine. In one embodiment, the tail tail is fixed to the fin above the fuselage at a height such that the aerodynamic wake of the tail tail passes when the aircraft is in flight, at least in certain phases of flight, at the above the propellers of the first engine. Because, in this situation, the lack of significant interaction of the propellers of the first engine with the wake of the tail empennage, the noise level of the propellers is substantially decreased, their improved yields and fatigue in terms of blade structure decreased. Advantageously, the first motor is fixed to the fuselage so that the axis of the propellers of this first motor is located above a longitudinal axis of the fuselage. Thus the rear propellers have their distance to the ground when the aircraft is on the ground increased and the aircraft is able to take a longitudinal pitch attitude also increased when the wheels of the main landing gear are on the ground. To prevent the propellers of the first engine from approaching too close to the ground, for example during the take-off or landing phases, the flight control laws of the aircraft include limitations of the longitudinal attitude of the aircraft. aircraft, at least when wheels of a main landing gear touch the ground, so as to maintain a desired positive ground clearance of the propellers of the first engine.
Dans un mode de réalisation, le premier moteur est fixé au fuselage de sorte que l'axe des hélices du premier moteur est situé au-dessus dudit fuselage, ce qui a pour bénéfice d'augmenter au maximum la hauteur des hélices par rapport au sol avec un écoulement aérodynamique toujours relativement homogène au niveau des hélices malgré la présence du fuselage en amont de l'écoulement. Lorsqu'une assiette au sol de l'avion risque de conduire à un contact du fuselage arrière avec le sol, il est par exemple fixé au fuselage dans la zone de contact un sabot de limitation mécanique de l'assiette de l'avion lorsque des roues d'un train d'atterrissage principal de l'avion touchent le sol, de sorte à conserver une garde au sol positive des hélices du premier moteur. La protection mécanique obtenue est alors une sécurité supplémentaire qui s'ajoute le cas échéant aux protections de limitation d'assiette des commandes de vol. Lorsque l'avion en est pourvu, l'empennage canard comporte une 30 structure traversant le fuselage au niveau ou sous une structure d'un plancher d'un volume du fuselage destiné à recevoir des personnes ou des marchandises à transporter. Il est ainsi obtenu une structure de l'empennage canard adapté à des portances élevées recherchées avec des effets limités sur le volume intérieur du fuselage. Dans un autre mode de réalisation, la structure de l'empennage canard traverse le fuselage dans une partie basse du fuselage, proche du bord inférieur 5 de l'enveloppe du fuselage, de telle sorte que l'intrados de l'empennage canard est sensiblement tangent à la surface extérieure du fuselage. Dans un autre mode de réalisation, la structure de l'empennage canard traverse le fuselage dans une partie haute du fuselage, proche du bord supérieur de l'enveloppe du fuselage, de telle sorte que l'extrados de l'empennage canard 10 est sensiblement tangent à une surface extérieure du fuselage. Ces modes de réalisation permettent d'une part d'obtenir une occupation différente des volumes intérieurs du fuselage pour répondre à des besoins d'aménagements et de dégager l'empennage canard de l'écoulement accéléré par les hélices du second moteur et éviter ou au moins limiter les pénalités 15 aérodynamiques liées à cette accélération locale de l'écoulement. Dans une forme de réalisation, le premier moteur et le second moteur sont identiques à des pas des hélices prés de sorte que les coûts de maintenance en sont diminués. 20 L'avion suivant l'invention est décrit en référence aux figures qui représentent schématiquement : figure 1 : une vue d'ensemble en perspective d'un premier exemple d'avion suivant l'invention ; figure 2 : une vue d'ensemble en perspective d'un deuxième exemple 25 d'avion suivant l'invention comportant un moteur surélevé à l'arrière et un empennage canard abaissé à l'avant ; figure 3 : une vue partielle en perspective de la partie avant du fuselage d'un troisième exemple d'avion suivant l'invention comportant un empennage canard surélevé. 30 Pour les besoins de la description il est fait référence à trois directions principales d'un repère avion conventionnel : - une direction X parallèle à un axe longitudinal de fuselage orientée positivement vers l'avant de l'avion ; - une direction Z perpendiculaire à la direction X et parallèle à un plan de symétrie vertical de l'avion, orientée positivement vers le bas ; - une direction Y perpendiculaire à un plan XZ déterminé par les directions X et Z, orientée positivement vers la droite de l'avion. Les termes ou expressions "haut", "bas", "intérieur", "extérieur", "droite", "gauche", "vers le haut", "vers le bas", "vers l'intérieur", "vers l'extérieur"... auront sauf précision contraire le sens que leur donnerait une personne dans 10 l'avion en position de pilotage conventionnel. Un avion 10 suivant l'invention, tel qu'illustré sur la figure 1, comporte un fuselage 11, une aile 12 fixée au fuselage dans une partie médiane du fuselage 11, un empennage arrière 13 horizontal fixé au fuselage dans une partie du 15 fuselage située en arrière de l'aile 12, par l'intermédiaire d'une dérive 14 dans le cas de l'avion illustré , un empennage avant horizontal ou empennage canard 15 fixé au fuselage dans une partie du fuselage situé en avant de l'aile 12. De manière connue l'empennage arrière 13 et l'empennage canard 15 sont des surfaces aérodynamiques sensiblement horizontales qui assurent des 20 fonctions de stabilité longitudinale en assiette et ou de contrôle longitudinal en assiette par l'intermédiaire de gouvernes associées aux dits empennages arrière et canard. L'avion 10 comporte également un premier moteur 16 fixé au fuselage 11, agencé sensiblement dans un plan de symétrie vertical XZ de l'avion, 25 à une extrémité arrière dudit fuselage. Le premier moteur 16 est du type "propfan", c'est-à-dire comportant une turbine 163, agencée suivant une architecture de turbopropulseur, couplée à des hélices 161, 162 rapides. Suivant la terminologie utilisée et communément admise, une hélice 30 rapide est une hélice dont les caractéristiques : formes, dimensions et nombre des pales, vitesse de rotation ..., sont adaptées pour que l'hélice fonctionne, avec un rendement de propulsion acceptable sur un avion de transport, avec des vitesses de vol en croisière au moins de l'ordre de 0,7 points de mach. Les hélices 161, 162, au nombre de deux, sont coaxiales, donc en rotation autour d'un axe commun sur des arbres de rotation distincts. Elles sont en outre contrarotatives le sens de rotation d'une hélice étant inverse de celui de l'autre hélice du moteur, et fonctionnent en mode à pousser en créant une force orientée dans une direction correspondant à la direction dans laquelle se trouve l'avion par rapport aux hélices 161, 162 du premier moteur 16. L'avion 10 comporte en outre un second moteur 17 fixé au fuselage 11, agencé sensiblement dans un plan de symétrie vertical XZ de l'avion, à une 10 extrémité avant dudit fuselage. Le second moteur 17 est également du type "propfan", c'est-à-dire comportant une turbine 173 agencée suivant une architecture de turbopropulseur couplée à des hélices 171, 172 rapides. Les hélices 171, 172, au nombre de deux, sont coaxiales comme les 15 hélices du premier moteur 16. Elles sont également contrarotatives et elles fonctionnent en mode à tirer en créant une force orientée dans une direction opposée à la direction dans laquelle se trouve l'avion par rapport aux hélices 171, 172 du second moteur 17. Les hélices 161, 162 du premier moteur 16 et les hélices 171, 172 du 20 second moteur 17 exercent donc sur l'avion 10 des forces de propulsion orientées dans le même sens, en vol normal vers l'avant de l'avion. Dans une forme de réalisation, les deux moteurs sont identiques à des détails mineurs de réalisation près et à une symétrie des pales des hélices près de sorte à produire la poussée de chacune des hélices dans le sens souhaité. 25 L'architecture de l'avion 10 présente de nombreux avantages. Elle permet une installation des moteurs 16, 17 dont la géométrie tant des turbines que des hélices aux extrémités avant et arrière de la forme allongée du fuselage 11 s'intègre avec la géométrie dudit fuselage. 30 Il convient de noter que sur le plan de l'intégration mécanique il est plus complexe de fixer les moteurs à l'aile dont la forme est totalement différente de celle du moteur, d'autant plus qu'il est recherché de perturber au minimum les 2 993 859 8 formes de l'aile dont les performances aérodynamiques sont très sensibles aux perturbations locales de ses formes. L'architecture de l'avion 10 permet donc une voilure plus légère et plus performante sur le plan aérodynamique. En particulier la position des hélices résultant de l'architecture de l'avion 5 10 est adaptée à l'écoulement aérodynamique homogène, globalement axisymétrique, autour du fuselage. Il en résulte un rendement amélioré de la propulsion, une diminution du niveau des bruits générés par des interactions entre les hélices et l'écoulement aérodynamique autour de l'avion, une diminution des charges de fatigue des pales.In one embodiment, the first motor is fixed to the fuselage so that the axis of the propellers of the first motor is located above said fuselage, which has the advantage of maximizing the height of the propellers relative to the ground. with an aerodynamic flow always relatively homogeneous at the helices despite the presence of the fuselage upstream of the flow. When a ground attitude of the aircraft may lead to a contact of the rear fuselage with the ground, it is for example fixed to the fuselage in the contact zone a mechanical limitation of the plane of the plane when the plates The wheels of a main landing gear of the aircraft touch the ground, so as to maintain a positive ground clearance of the propellers of the first engine. The mechanical protection obtained is then an additional safety which is added, if necessary, to the flight attitude limitation protection of the flight controls. When equipped with the aircraft, the duck tail comprises a structure passing through the fuselage at or under a structure of a floor of a volume of the fuselage for receiving persons or goods to be transported. It is thus obtained a structure of the duck tail adapted to desired high lift with limited effects on the interior volume of the fuselage. In another embodiment, the duck tail structure passes through the fuselage in a lower part of the fuselage, close to the lower edge of the fuselage casing, so that the underside of the duck tail is substantially tangent to the outer surface of the fuselage. In another embodiment, the duck tail structure passes through the fuselage in an upper part of the fuselage, close to the upper edge of the fuselage shell, so that the upper surface of the duck tail 10 is substantially tangent to an outer surface of the fuselage. These embodiments make it possible, on the one hand, to obtain a different occupation of the interior volumes of the fuselage to meet the needs of arrangements and to disengage the duck tail from the accelerated flow by the propellers of the second engine and to avoid or less limit the aerodynamic penalties associated with this local acceleration of the flow. In one embodiment, the first motor and the second motor are identical to the pitch of the propellers so that the maintenance costs are reduced. The airplane according to the invention is described with reference to the figures which show schematically: FIG. 1: an overall perspective view of a first example of an airplane according to the invention; FIG. 2 is an overall perspective view of a second example of an airplane according to the invention comprising an engine raised at the rear and a duck empennage lowered at the front; Figure 3 is a partial view in perspective of the front part of the fuselage of a third example of aircraft according to the invention having a raised duck tail. For the purposes of the description, reference is made to three main directions of a conventional aircraft marker: a direction X parallel to a longitudinal fuselage axis oriented positively towards the front of the aircraft; a direction Z perpendicular to the direction X and parallel to a plane of vertical symmetry of the aircraft, oriented downwardly; a direction Y perpendicular to a plane XZ determined by the X and Z directions, oriented positively to the right of the aircraft. The terms or expressions "high", "low", "inside", "outside", "right", "left", "upward", "downward", "inward", "towards" "outside" ... will have unless otherwise specified the meaning that would be given to them by a person in the aircraft in a conventional flying position. An aircraft 10 according to the invention, as illustrated in FIG. 1, comprises a fuselage 11, a wing 12 attached to the fuselage in a median part of the fuselage 11, a horizontal rear stabilizer 13 fixed to the fuselage in a part of the fuselage. located at the rear of the wing 12, via a fin 14 in the case of the aircraft shown, a horizontal forward tail or tail duck 15 attached to the fuselage in a part of the fuselage located in front of the wing 12. Known manner rear tail 13 and duck tail 15 are substantially horizontal aerodynamic surfaces which provide longitudinal stability functions in trim and or longitudinal control in trim via control surfaces associated with said rear tailings and duck. The aircraft 10 also comprises a first motor 16 fixed to the fuselage 11, arranged substantially in a plane of vertical symmetry XZ of the aircraft, 25 at a rear end of said fuselage. The first motor 16 is of the "propfan" type, that is to say comprising a turbine 163, arranged according to a turboprop architecture, coupled to propellers 161, 162 fast. According to the terminology used and commonly accepted, a rapid propeller is a propeller whose characteristics: shapes, dimensions and number of blades, rotation speed ..., are adapted for the propeller to operate, with an acceptable propulsive efficiency on the propeller. a transport aircraft, with cruising flight speeds of at least about 0.7 mach. Propellers 161, 162, two in number, are coaxial, therefore rotated about a common axis on separate rotating shafts. They are also contrarotative the direction of rotation of a propeller being opposite to that of the other propeller of the engine, and operate in push mode by creating a force oriented in a direction corresponding to the direction in which the aircraft is. relative to the propellers 161, 162 of the first motor 16. The aircraft 10 further comprises a second motor 17 fixed to the fuselage 11, arranged substantially in a plane of vertical symmetry XZ of the aircraft, at a front end of said fuselage. The second motor 17 is also of the "propfan" type, that is to say comprising a turbine 173 arranged according to a turboprop architecture coupled to fast propellers 171, 172. Propellers 171, 172, two in number, are coaxial like the propellers of the first motor 16. They are also counter-rotating and operate in pull mode by creating a force directed in a direction opposite to the direction in which the propeller is located. relative to the propellers 171, 172 of the second engine 17. The propellers 161, 162 of the first motor 16 and the propellers 171, 172 of the second engine 17 thus exert on the aircraft 10 propulsion forces oriented in the same direction , in normal flight to the front of the aircraft. In one embodiment, the two motors are identical to minor details of embodiment and symmetry of the blades of the propellers close so as to produce the thrust of each of the propellers in the desired direction. The architecture of the aircraft 10 has many advantages. It allows an installation of motors 16, 17 whose geometry both turbines and propellers at the front and rear ends of the elongated shape of the fuselage 11 integrates with the geometry of said fuselage. It should be noted that in terms of mechanical integration it is more complex to fix the engines to the wing whose shape is totally different from that of the engine, especially since it is desired to disturb at least the 2 993 859 8 forms of the wing whose aerodynamic performance is very sensitive to local disturbances of its forms. The architecture of the aircraft 10 therefore allows a wing lighter and more efficient aerodynamically. In particular the position of the propellers resulting from the architecture of the aircraft 5 10 is adapted to the homogeneous aerodynamic flow, generally axisymmetric, around the fuselage. This results in an improved performance of the propulsion, a decrease in the level of the noises generated by interactions between the propellers and the aerodynamic flow around the aircraft, a decrease in the blade fatigue loads.
Ces avantages sont particulièrement sensibles du fait de l'éloignement des hélices 161, 162 du premier moteur 16 situées relativement loin en arrière de la voilure de par leurs positions extrêmes à l'arrière du fuselage 11. Cette position a en effet pour conséquence qu'un sillage de l'aile, liée à la nappe tourbillonnaire se détachant d'un bord de fuite de l'aile 12, va, compte tenu de sa déviation naturelle vers le bas, passer en dessous des dites hélices du premier moteur 16. En outre l'utilisation de deux hélices contrarotatives permet d'une part, avec un diamètre fixé, d'augmenter la puissance de la propulsion et d'autre part de produire, en arrière d'un ensemble formé par les deux hélices considérées, un écoulement pas ou peu vrillé comparativement à celui résultant de l'utilisation d'une hélice simple. Dans cette configuration de l'avion 10 le second moteur 17 situé à l'avant du fuselage 11 permet de maintenir un écoulement moins perturbé sur le fuselage 11 et en raison de la symétrie axiale, non vrillé, de l'écoulement en arrière des hélices 171, 172 du second moteur 17 permet de maintenir un écoulement aérodynamique symétrique au niveau de l'aile 12 située en arrière, quelque soit le régime et la puissance développée par le second moteur 17. Il est donc ainsi évité un calage dissymétrique des demi-voilures gauche et droite, de même que pour l'empennage canard 15 pour les mêmes raisons, pour prendre en compte un vrillage moyen de l'écoulement. Il est également évité un calage en lacet de la dérive 14 qui serait nécessaire pour compenser un écoulement vrillé qui s'enroulerait autour du fuselage dans le cas d'une hélice simple. En évitant ces calages de l'aile et des empennages, calages qui ne sont jamais adaptés à toutes les phases de vol et nécessitent en outre des actions de compensation par l'intermédiaire de gouvernes en particulier de roulis et de lacet, la traînée aérodynamique de l'avion 10 est diminuée. L'architecture de l'avion 10 permet également par une utilisation conjointe de l'empennage arrière 13 et de l'empennage canard 15, d'agir sur la portance totale de l'avion (portance de l'aile 12 + portance de l'empennage arrière 13 + portance de l'empennage canard 15) et sur son équilibre longitudinal. Les différentes modifications de portance qui sont nécessaires en vol pour assurer les changements d'attitude et le contrôle de l'avion sont réalisées par une combinaison des actions sur des gouvernes des différentes surfaces aérodynamiques portantes que sont l'empennage arrière 13, l'aile 12 et l'empennage canard 15. Le brevet EP 0680877 déjà cité donne un exemple de mise en oeuvre d'un avion ayant une telle configuration aérodynamique.These advantages are particularly sensitive because of the remoteness of the propellers 161, 162 of the first motor 16 located relatively far behind the wing by their extreme positions at the rear of the fuselage 11. This position has the effect that a wake of the wing, connected to the vortex web detaching from a trailing edge of the wing 12, goes, given its natural deviation downwards, pass below the said propellers of the first engine 16. In in addition to the use of two contra-rotating propellers allows on the one hand, with a fixed diameter, to increase the power of the propulsion and on the other hand to produce, behind a set formed by the two propellers considered, a flow not or slightly twisted compared to that resulting from the use of a simple propeller. In this configuration of the aircraft 10 the second engine 17 located at the front of the fuselage 11 keeps a less disturbed flow on the fuselage 11 and due to the axial symmetry, not twisted, the flow back propellers 171, 172 of the second motor 17 maintains a symmetrical aerodynamic flow at the rear wing 12, regardless of the speed and power developed by the second motor 17. It is thus avoided asymmetrical setting of the half wing left and right, as well as for the empennage duck 15 for the same reasons, to take into account a mean twist of the flow. It is also avoided yawing drift 14 which would be necessary to compensate for a twisted flow that would wind around the fuselage in the case of a single propeller. By avoiding these wedges of the wing and empennages, wedges which are never adapted to all phases of flight and require further compensation actions via control surfaces in particular of roll and yaw, the aerodynamic drag of the plane 10 is decreased. The architecture of the aircraft 10 also allows, by using the tail tail 13 and the tail duck 15 together, to act on the total lift of the aircraft (lift of the wing 12 + lift of the aircraft). rear stabilizer 13 + lift of the tail duck 15) and on its longitudinal balance. The various lift modifications that are necessary in flight to ensure the attitude changes and the control of the aircraft are made by a combination of actions on control surfaces of the different aerodynamic bearing surfaces that are the tail empennage 13, the wing 12 and the duck tail 15. The patent EP 0680877 already cited gives an example of implementation of an aircraft having such an aerodynamic configuration.
Outre les possibilités accrues de contrôle de l'assiette longitudinale de l'avion 10, la mise en oeuvre d'une telle architecture aérodynamique permet de réaliser un équilibre longitudinal de l'avion avec uniquement des surfaces ayant une portance positive, vers le haut, contrairement au cas général des avions sans empennage canard. Il est ainsi possible de diminuer la surface de l'aile 12 du fait de l'absence de composante négative de portance sur l'empennage arrière et du fait des composantes de portance positives sur les empennages arrière 13 et canard 15 qui participent à la sustentation de l'avion. Suivant l'exemple d'architecture de l'avion 10 illustré sur la figure 1, la mise en oeuvre d'un empennage arrière 13 situé en partie haute de la dérive 14 fait qu'un sillage dudit empennage arrière passe au-dessus des hélices 161, 162 du premier moteur 16 avec les mêmes effets bénéfiques sur le bruit et sur la fatigue des pales des hélices que dans le cas l'aile 12 dont le sillage passe en dessous des hélices.In addition to the increased possibilities of controlling the longitudinal attitude of the aircraft 10, the implementation of such an aerodynamic architecture makes it possible to achieve a longitudinal equilibrium of the aircraft with only surfaces having a positive lift, upwards, unlike the general case of planes without empennage duck. It is thus possible to reduce the surface of the wing 12 due to the absence of a negative lift component on the tail tail and because of the positive lift components on the rear stabilizers 13 and duck 15 which participate in the lift from the plane. Following the example of architecture of the aircraft 10 illustrated in Figure 1, the implementation of a rear tail 13 located in the upper part of the fin 14 makes a wake of said tail tail passes over the propellers 161, 162 of the first motor 16 with the same beneficial effects on the noise and fatigue of the propeller blades as in the case of the wing 12 whose wake passes below the propellers.
Comme il est illustré sur la figure 1, le premier moteur 16 est déporté vers le haut par rapport à un axe longitudinal du fuselage, en particulier l'axe des hélices du premier moteur, de sorte que l'avion 10 est en mesure d'avoir une assiette à cabrer, lorsque les roues d'un train principal 18 touche le sol, en conservant une garde au sol des hélices 161, 162 du premier moteur 16. L'axe longitudinal du fuselage considéré ici est un axe sensiblement parallèle aux lignes génératrices d'une partie cylindrique du fuselage et sensiblement à mi-hauteur entre une partie basse et une partie haute du fuselage dans la partie cylindrique. Par exemple si la partie cylindrique du fuselage est de section circulaire, l'axe du fuselage est avantageusement confondu avec l'axe du cylindre passant par les centres des sections circulaires. Dans le cas de l'exemple d'agencement du premier moteur 16 illustré sur la figure 1, un contact physique des hélices 161, 162 du premier moteur 16 avec le sol étant possible dans l'hypothèse où l'avion 10 pourrait prendre au sol une assiette longitudinale à cabrer excessive, des fonctions de pilotage sont introduites dans les moyens de contrôle de l'avion, en pratique des lois de commande de vol, pour limiter l'assiette à cabrer, au moins au sol, à une valeur maximale pour laquelle les dites hélices du premier moteur conserve une garde au sol voulue. Il convient de comprendre sur ce point que la mise en oeuvre des multiples surfaces portantes (aile 12 + empennage arrière 13 + empennage canard 15) permet d'assurer la portance nécessaire à l'avion 10 pendant les phases de décollage et d'atterrissage avec une assiette longitudinale réduite par rapport à une configuration avion conventionnelle. Dans une autre forme de réalisation de l'avion 10, le premier moteur est déporté sensiblement au dessus du fuselage 11, comme l'illustre la variante de l'avion 10 sur la figure 2, de sorte que l'axe des hélices du premier moteur se 25 trouve situé au-dessus du fuselage. Dans cet exemple de réalisation, la position surélevée du premier moteur 16 permet à l'avion de prendre une assiette à cabrer au sol qui est mécaniquement limité par le fuselage en conservant une garde au sol des hélices 161, 162 du premier moteur 16. Dans ce cas, de manière connue, un 30 sabot est avantageusement fixé au fuselage 11 dans la zone dudit fuselage susceptible de toucher le sol en premier, et ou des fonctions logiques pour limiter l'assiette sont si besoin introduite dans un système de commande de vol. 2 993 85 9 11 L'empennage canard 15 est, du fait de l'architecture de l'avion 10, situé en arrière des hélices 171, 172 du second moteur. Comme il a déjà été décrit, l'écoulement derrière le couple des dites hélices du second moteur est redressé 5 et il n'y a pas d'inconvénient majeur à ce que l'empennage canard 15 se trouve solidaire du fuselage 11 dans une position en hauteur intermédiaire sur ledit fuselage comme illustré sur la figure 1. Dans cet exemple une structure centrale de l'empennage canard se situe au niveau d'un plancher de cabine de l'avion 10, ou en dessous du plancher, ce qui permet de ne pas affecter les volumes 10 aménageables du fuselage 11 pour le transport de personnes ou de marchandises. Dans ce cas l'empennage canard 15 se trouve, au moins en partie, dans un souffle des hélices 171, 172 du second moteur dans lequel l'écoulement est accéléré. Lorsqu'il est souhaité éviter cette situation, par exemple pour éviter une 15 légère détérioration de la traînée de frottement de l'empennage canard en raison de cet accélération de l'écoulement local, il est possible de décaler la position en hauteur sur le fuselage de l'empennage canard, éventuellement au prix de contraintes structurales pouvant affecter les possibilités d'aménagement du fuselage, soit vers le bas comme dans l'exemple de réalisation de l'avion 10 20 présenté sur la figure 2, soit vers le haut comme dans le détail de réalisation d'une partie avant du fuselage 11 de l'avion 10 comme illustré sur la figure 3. Dans une variante de réalisation non illustrée, l'avion 10 ne comporte pas d'empennage canard. Dans ce cas il sera préféré de mettre en oeuvre une configuration de l'avion pour laquelle la possibilité de prendre une assiette longitudinale au sol suffisante pour assurer les décollages et les atterrissages. Dans cette configuration sans empennage canard, il sera au besoin fait appel à des lois de pilotage permettant à l'avion de voler avec un centrage suffisamment arrière pour conserver une portance positive sur l'empennage arrière 13. Dans une variante de réalisation non illustrée, l'avion 10 ne comporte pas 30 d'empennage arrière. Dans cette configuration sans empennage arrière, l'avion bénéficie des avantages de la portance assurée par l'empennage canard.As illustrated in FIG. 1, the first motor 16 is offset upwards with respect to a longitudinal axis of the fuselage, in particular the axis of the propellers of the first engine, so that the aircraft 10 is able to have a pitch attitude when the wheels of a main gear 18 touches the ground, keeping a ground clearance of the propellers 161, 162 of the first motor 16. The longitudinal axis of the fuselage considered here is an axis substantially parallel to the lines generatrices of a cylindrical portion of the fuselage and substantially mid-height between a lower portion and an upper portion of the fuselage in the cylindrical portion. For example, if the cylindrical portion of the fuselage is of circular section, the axis of the fuselage is advantageously coincident with the axis of the cylinder passing through the centers of the circular sections. In the case of the example of arrangement of the first motor 16 illustrated in Figure 1, a physical contact of the propellers 161, 162 of the first motor 16 with the ground being possible in the event that the aircraft 10 could take the ground an excessive pitch attitude, control functions are introduced into the control means of the aircraft, in practice flight control laws, to limit the pitch attitude, at least on the ground, to a maximum value for which said propellers of the first engine retains a desired ground clearance. It should be understood on this point that the implementation of multiple airfoils (wing 12 + rear tail 13 + tail duck 15) provides the necessary lift to the aircraft 10 during the takeoff and landing phases with a reduced longitudinal attitude compared to a conventional airplane configuration. In another embodiment of the aircraft 10, the first engine is deported substantially above the fuselage 11, as illustrated by the variant of the aircraft 10 in Figure 2, so that the axis of the propellers of the first The engine is located above the fuselage. In this exemplary embodiment, the raised position of the first motor 16 allows the aircraft to take a nose-up attitude which is mechanically limited by the fuselage while maintaining a ground clearance of the propellers 161, 162 of the first engine 16. this case, in a known manner, a shoe is advantageously attached to the fuselage 11 in the area of said fuselage likely to touch the ground first, and or logical functions to limit the attitude are if necessary introduced into a flight control system . 2 993 85 9 11 The duck tail 15 is, because of the architecture of the aircraft 10, located behind the propellers 171, 172 of the second engine. As has already been described, the flow behind the torque of said propellers of the second engine is rectified and there is no major disadvantage that the tail duck 15 is secured to the fuselage 11 in a position intermediate height on said fuselage as shown in Figure 1. In this example a central structure of the duck tail is located at a cabin floor of the aircraft 10, or below the floor, which allows not to affect the adaptable volumes of the fuselage 11 for the transport of persons or goods. In this case the duck tail 15 is located, at least in part, in a breath of the propellers 171, 172 of the second engine in which the flow is accelerated. When it is desired to avoid this situation, for example to avoid a slight deterioration of the friction drag of the duck tail because of this acceleration of the local flow, it is possible to shift the height position on the fuselage. the duck tail, possibly at the cost of structural constraints that may affect the possibilities of development of the fuselage, either downwardly as in the embodiment of the aircraft 10 20 shown in Figure 2, or upwards as in the detail of realization of a front part of the fuselage 11 of the aircraft 10 as shown in Figure 3. In an alternative embodiment not shown, the aircraft 10 does not include duck empennage. In this case it will be preferred to implement a configuration of the aircraft for which the possibility of taking a longitudinal ground attitude sufficient to ensure takeoffs and landings. In this configuration without duck empennage, it will be if necessary uses flying laws allowing the aircraft to fly with a centering sufficiently rear to maintain a positive lift on the tail tail 13. In an embodiment not illustrated, the aircraft 10 does not have a rear tail. In this configuration without tail tail, the aircraft enjoys the benefits of the lift provided by the empennage duck.
Ainsi l'avion de l'invention bénéficie de la propulsion par des hélices rapides et de performances améliorées.Thus the aircraft of the invention benefits from propulsion by rapid propellers and improved performance.