Brevet FR2442183A1 — publié le 19800620

La présente invention concerne un aéronef équipé d'hélices entrainées par des moteurs à fluide, dont la position peut être modifiée de telle sorte que l'aéronef puisse éventuellement voler ou planer verticalement ou horizontalement, le comportement de l'appareil pouvant être influencé par une modification de la position des hélices. On connaît des hélicoptères et des aéronefs a' voilure portante. Certains décollent horizontalement, d'autres verticalement. L'entraînement d'hélices au moyen de moteurs à fluide est également déjà connu. Dans les aéronefs connus, on suppose que le moyen le plus rationnel de l'entratnement de hélice est de placer celle-ci directement sur le vilebrequin d'un moteur d'avion. Si des engrenages entre le moteur et l'hélice devaient ainsi autre évités, la poussée maximale d'hélice pourrait être obtenue selon l'hypothèse de la technique antérieure, car on supprimerait des pertes dans des transmissions entre le moteur et l'hélice. Cette hypothèse de la technique connue fait au premier coup d'oeil l'impression d'une exactitude très convaincante, elle est cependant, comme le demandeur l'a constaté, dans certaines circonstances une erreur totalement néfaste, qui a défavorisé considérablement jusqu'ici la construction d'aéronefs. Ce fait résulte dans le cadre de l'invention de la réflexion suivante, en particulier en regard de la figure 1. L'impulsion que le rotor (hélice principale) communique à l'air vers le bas et grâce à laquelle le rotor précité engendre la force de sustentation, est I - eV1 = 2 g 62 (1) L'énergie cinétique dans le flux d'air derrière l'hélice est : h =T' (2 v1)2 = 2 FVî (2) On peut résoudre l'équation (2) en V1 et on obtient : on peut introduire la valeur de V1 de l'équation (3) dans l'équation (1) et on obtient Avec les significations suivantes :: 9 = densité de l'air (en kg s2/m4) N = puissance Cen kgm/s) S 3 H = force ascensionnelle (en kg) I = Impulsion (en kg) V1 vitesse de l'air dans le plan de l'hélice = m/s m = masse de l'air capté en kg masse = kg/9,81 F = Surface de hélice en m2. On introduit le nombre d'hélice "M", en supposant pour la comparaison avec l'hélicoptère classique que les aéronefs à comparer utilisent des hélices de diamètres identiques. Pour le rendement de transmission, on introduit I'. Si on introduit par conséquent "M" et " " dans l'équation (5), on obtient De cette équation, il ressort immédiatement que le rendement de transmission n'est plus nuisible avec son rapport habituel, mais uniquement encore avec la racine cubique du carré de celui-ci. On voit en outre que le nombre d'hélice 11M" donne un ", F" beaucoup plus grand et le rendement d'hélice est ainsi beaucoup plus favorable. On simplifie ensuite l'équation (7) pour la comparaison des systèmes d'hélicoptères, en négligeant les valeurs N et F" en les supposant identiques pour les deux systèmes, en supposant identiques la puissance, le diamètre d'hélice et la densité de l'air pour les deux types de machines, et on obtient l'équation de comparaison et on peut calculer avec elle un diagramme de comparaison en portant le nombre de comparaison de force ascensionnelle par l'intermédiaire du rendement de transmission et on obtient ainsi une comparaison directe des systèmes d'hélicoptères à densité de l'air égale, à diamètre d'hélice égal et à puissance d'entratnement égale, mais à rendements de transmission différents.On constate que l'invention permet de presque doubler les forces ascensionnelles par rapport à la technique habituelle, ce qui peut être décisif pour le succès ou l'insuccès du décollage vertical. Le calcul des forces ascensionnelles, de traction et de poussée ou de la puissance pour des forces correspondantes effectué ci-dessus pour l'état stationnaire, ainsi lorsque l'aéronef ne possède aucune vitesse d'avancement VO. Entre le stade de l'arrêt et le stade de vol de croisière avec force de traction identique et résistance identique, se trouve le stade dans lequel l'aéronef modifie constamment sa vitesse, par exemple accélère. On peut désigner ce stade par stade d'accélération. Dans le livre "Handbook Flight Technology" du demandeur, il est appelé "Interthrust range". Dans ce stade, la force de traction de l'hélice diminue à vitesse croissante.Pour une puissance connue de l'entratnement, on obtient pour le stade d'accélération, la force de traction de l'hélice selon les formules de l'inventeur : dont le développement peut être trouvé dans Handbook Flight Uechnology". La première de ces deux formules (9) est la plus simple du point de vue calcul, la seconde (10) est un peu plus précise. Au cours du vol ultérieur, ainsi lorsque l'avion vole dans l'air sensiblement horizontalement, parallèlement à la surface du sol, donc lorsque la résistance de l'avion est en équilibre avec la puissance de traction de son hélice, l'équation suivante est valable : w = (5/2) C#AVo2 (11) et en outre Nfournie = w x Vo (12) Ces deux équations sont combinées en : # Fournie = 2 C# AVo2 vO (13) L'équation (13) ainsi obtenue est transformée en Grâce à laquelle on peut calculer la vitesse de l'avion. Dans les équations qui précèdent, les grandeurs utilisées représentent : W = résistance de l'avion en kg ; = densité de l'air, par exemple 0,125 kg s2/m4 à proximité du sol ; C# le coefficient de résistance (sans dimensions) ; A la projection de la surface portante en m2 ; Vo la vitesse de l'avion en m/s et N la puissance fournie de l'avion en kgm/s. On peut également écrire l'équation (14) comme suit : A partir du diagramme de la figure 17 calculé à partir de ce qui précède, on peut voir qu'on obtient même, lorsqu'on introduit une transmission hydrostatique entre la source d'énergie, par exemple un moteur à combustion ou une turbine à gaz, et l'hélice concernée, des forces ascensionnelles ou de traction sensiblement plus élevées à l'arrêt, en décollage vertical, en atterrissage vertical ou en vol ou en décollage à vitesse modérée, que dans le cas d'un aéronef antérieur avec une hélice fixée sur le vilebrequin du moteur d'entraRnement, lorsque la même puissance globale est développée dans les deux cas. Par conséquent, il est plus rationnel, selon l'invention, d'entraSner par le moteur une ou des pompes engendrant des courants de fluide et d'utiliser, grâce à chacun des courants de fluide ou grâce à plusieurs de ces courants de fluide, un certain nombre de moteurs à fluide en vue de l'entrainement d'un grand nombre d'hélices. Cet enseignement de l'invention est valable dans l'hypothèse supplémentaire que les différentes hélices possèdent le même diamètre, celui qu'avait antérieurement une hélice de l'entrainement à hélice classique. Par conséquent, selon l'invention, l'aéronef est entraîné par plusieurs hélices, de telle sorte que la puissance du ou des moteurs est transmise par l'intermédiaire d'une transmission hydrostatique à flux multiples aux hydromoteurs entrat- nant les hélices. On obtient ainsi selon l'invention essentiellement deux nouveaux types principaux d'aéronefs, à savoir - un aéronef à plusieurs hélices décollant verticalement et - un aéronef à plusieurs hélices décollant horizontalement, une modification de la position des hélices influençant positivement dans les deux cas le comportement de l'aéronef et favorisant une économie de carburant. Dans le premier exemple de réalisation préféré de l'invention qui utilise plusieurs hélices, celies-ci sont réparties sur les ailes pour ainsi obtenir avec une installation de puissance faible, une poussée accrue de la somme des hélices et ainsi réaliser un décollage et un atterrissage verticaux rationnels, tous les deux sur un espace court. Les hélices sont montées sur un systêie de canalisations de fluide qui peut pivoter dans des articÈlations du fuselage de l'appareil, ai bien que les hélices peuw-t être aserEes de la position axiale verticale dans la position anale horizontale, ctest-à-dire peuvent pivoter. De petites voilures portantes peuvent Otre fixées au système de canalisations de fluide, de sorte gue I'avion après le décollage et le pivotement des hélices, peut continuer à vo ler horizontalement sur de petites voilures portantes de faible résistance. Tandis que l'appareil à voilure portante habituel nécessite de grandes surfaces portantes pour le décollage et l'atterrissage, celui selon l'invention ne possède que de petites ailes portantes, car le décollage et l'atterris aye s'effectue avec des hélices à axes verticaux.Il n'exige par conséquent que de petites ailes portantes de faible résistance et peut par conséquent parvenir en vol horizontal avec moins de carburant quu l'appareil classique. Cet exemple de réalisation de l'invention économise de l'énergie d'entraRnement dans le cas du décollage et de l'atterrissage verticaux. Il est en outre réalisable très facilement bon marché et fiable. Son autre avantage est qia'il exige lors du vol ultérieur beaucoup moins de carburant qu'un hélicoptère. A vitesse modérée de 100 à 150 km/h il consomme aoins de carburant qu'une auto ordinaire et ne consomme de plus grandes qusatites de carburant que lorsqu'il passe à des vitesses plus éleviez entre 150 km/h et environ 700 km/h. Selon un autre exemple de réalisation également prafé- ré de l'invention, quelques unes, de nombreuses ou une seule hélice sont rétractées en vol, conjointement avec les moteurs à fluide les entrainant, dans le fuselage de l'appareil ou dans d'autres parties de l'appareil, tels que carénages, ailes ou analogues. On économise ainsi à nouveau du carburant, car en vol horizontal, l'avion n'a pas besoin d'autant d'hélices que lors du décollage ou de l'atterrissage verticaux. Grecs à la rétraction d'une ou de plusieurs hélices pour le vol horizontal rapide, la résistance des hélices escamotées est supprimée dans le flux d'air et ainsi une force de traction moindre suffit à l'avancement de l'avion. D'autres exemples de réalisation, avantages et caractéristiques des différentes possibilités selon l'invention seront décrites en détail, en regard des dessins annexés. Il est possible d'utiliser différentes caractéristiques de l'invention isolément ou en association, ou éventuellement également de les omettre pour des raisons de prix, selon le type d'appareil qu'on désire construire ou utiliser. Des détails mathématiques, techniques et économiques peuvent être trouvés dans le "Handbook of niy Flit-Technology1 de Karl Eickmann qui peut Stre adressé par le Dr. Richard Dreinlich, Fesenkellerweg 1, D-7120 Bietigheim. - La Figure 1 représente l'écoulement connu à travers le circuit d'hélice, d'une part dans le cas de l'hélice verticale en vol plané sans déplacement dans l'air, et d'autre part en vol horizontal avec la vitesse Vot. - la figure 2 représente un exemple de réalisation d'un appareil à décollage vertical selon l'invention, à l'échel- le d'environ 1:100 pour une à trois personnes, l'appareil étant représenté d'une part avec des hélices et des ailes portantes verticales pour le décollage vertical ou l'atterrissage vertical et d'autre part pour le vol horizontal avec des ailes portantes et des axes d'hélice dirigés horizontalement, ainsi qu là c8té, en vue de dessus, en vol horizontal. - la figure 3 représente un autre exemple de réalisation de l'appareil à décollage vertical de l'invention, avec huit hélices, la représentation étant identique à celle de la figure 2. - la figure 4 est une coupe horizontale d'un exemple de réalisation d'un appareil à décollage vertical selon l'invention en vol horizontal, les hachures étant omises dans un but de clarté. - la figure 5 est une coupe selon la ligne V-V de la figure 4. - la figure 6 est une coupe longitudinale d'un exemple de réalisation de la réunion de plusieurs canalisations de fluide sous pression de différentes sources d'énergie en une canalisation de fluide sous pression commune. - la figure 7 est une représentation schématique d'un plan de montage pour ltentratnement de quatre moteurs doubles par trois sources d'énergie;. - la figure 8 représente un exemple de réalisation d'une centrale d'énergie pouvant être utilisée selon l'invention. - la figure 9 est un exemple de réalisation du dispositif de pivotement de la structure support de l'invention. - la figure 10 est une élévation d'un autre exemple de réalisation d'un appareil à décollage vertical selon l'inven tion. - la figure 11 est une élévation d'une autre réalisation d'un appareil à décollage vertical selon la figure 10. - la figure 12 est un exemple de réalisation d'une aile portante rotative en forme de disque avec des pales escamotables selon l'invention. - la figure 13 représente un autre exemple de réalisation d'un appareil à décollage vertical selon l'invention. - les figures 14 et 15 représentent une autre réali sation de la voilure portante et de la structure support de l'invention. - la figure 16 représente un exemple de réalisation d'une hélice escamotable de l'invention. - la figure 17 représente un diagramme dans lequel le rapport des forces de traction du système selon l'invention pour des rendements différents de l'entrainement hydraulique eD foDc- tion de I'entrarnement d'hélice par vilebrequin habituel. Sur la figure 1 est représenté l'écoulement de l'air provoqué par une hélice connu dans la littérature, d'une part pour l'hélice à l'arrêt, donc sans mouvement d'avancement, et d'autre part en vol avec mouvement d'avancement. Sur la partie droite de la figure 1, la vitesse de vol VO est par conséquent nulle et sur la partie gauche de la figure 1, la vitesse de vol est VO. Ainsi qu'il est connu dans la littérature, dans le plan de l'hélice sur la partie droite de la figure, la vitesse est V1 = VJ2 et sur la partie gauche de la figure, la vitesse dans le plan de l'hélice est V1 = (vo + V2)/2. Ceci est généralement connu, et la figure 1 n'enseigne par conséquent rien de nouveau. Mais il faut expliquer ici la base des calculs dans le cadre de l'invention. On trouvera d'autres détails dans le livre précité !Eandbook of ty Blight-echnology". La figure 2 représente un exemple de réalisation d'un avion selon l'invention, sur la partie gauche supérieure de la figure un appareil à décollage vertical à titre d'exemple en position de vol vertical ; sur la partie gauche inférieure de la figure le m8me appareil à décollage vertical en position de vol horizontal et sur la partie droite de la figure la vue de dessus de l'appareil, lorsque celui-ci se trouve en position de vol horizontal. Dans le fuselage 31 de l'avion réalisé sous la forme d'un appareil à décollage vertical se trouve la centrale d'énergie qui est placée de préférence dans la partie inférieure 10 du corps de l'appareil par exemple sur le plancher du fuselage. Elle y forme, conjointement avec d'autres poids, un centre de gravité de poids. Sur le fuselage de l'appareil sont disposés les paliers pivotants 29 30, dans lesquels pivote la structure portante, non visible sur la figure, et qui peut pivoter au moins dans la position horizontale et au moins dans une position approximativement verticale. A la structure portante sont reliées les ailes 24 à 27, qui peuvent être disposées comme représenté sur les figures. L'avion possède en outre, dans une forme de réalisation préférée, un gouvernail de direction 9 et des aile rons 7'. Sur certaines des ailes peuvent être disposés des empennages de profondeur 8 comme sur la figure 4, ou les ailes peuvent être réalisées elles-m8mes sous la forme d'un empennage de profondeur 8.Le décollage et l'atterrissage verticaux sont appelés ci-après vol vertical et le vol plané dans l'air sans mouvement ascendant ni descendant sera appelé en abrégé "vol plané". Sur la partie supérieure gauche de la figure 2, on voit ainsi l'appareil en position de vol plané et de vol vertical. Dans cette position, les hélices 14 à 17 forment un centre de gravité de poussée, les hélices étant disposées de sorte que le centre de gravité de poussée se trouve au-dessus du centre de gravité de poids précité de l'appareil à décollage vertical L'attraction ascendante du centre de gravité de poussée au-dessus du centre de gravité de poids, exerçant une attraction vers le bas, provoque automatiquement une position toujours horizontale du fuselage de l'appareil, horizontale par rapport a la surface de la mer.A la structure support sont associés les moteurs à fluide, en particulier les hydromoteurs 4 à 7 retenant et ev- traînant les hélices (la réalisation préférée des moteurs à fluide sous la forme d'hydromoteurs vaut également pour tous les moteurs à fluide formant l'objet de la présente demand qui sont entraSnés à vitesse de rotation égale par la source d'énergie, de telle sorte que les hélices 14 et 15 constituent une paire, les hélices 16 et 17 une seconde paire et les moteurs et les hélices dans chaque paire d'hélices ont des sens de rotation opposés entre eux. On voit sur la figure 4 ou sur la figure 7 un exemple de structure interne de l'acier de la figure 2. Bien que la réalisation pratique d'un avion selon las figures 2 et 3, ainsi aussi que les réalisations selon les autres figures d'avions selon l'invention dépendent de l'état de la technique et surtout de l'état courant de celle-ci des organes moteurs, les figures 2 et 3 sont représentées à l'échelle d'environ 1:100, afin de donner un premier aperçu du stade déjà réalisable techniquement présentement et se trouvant en réali station. Les petits avions pour une à trois personnes représentés à échelle réduite selon les figures 2 et 3 sont naturelle- ment non seulement possibles et en projet pratiquez mais égale ment de tels appareils pour un plus grand nombre de personnes et pour des charges importantes. La représentation à l'échelle ne signifie ainsi en aucune façon que la réalisation de l'avion ou de l'appareil à décollage vertical selon l'invention est limitée à la représentation à l'échelle selon les figures 2 et 3. Au reste, la figure 2 montre l'appareil à décollage vertical réalisable au meilleur prix actuellement pour une à trois personnes ou un poids de fret correspondant. Cet avion a ainsi sa place dans un garage pour automobile de grandes dimensions et peut également y être construit. les coûts de fabri- cati on sont sensiblement moindres que le prix de voitures de luxe actuelle. La figure 3 représente un avion analogue qui se différencie de la figure 2 par le fait qu'au lieu de quatre hélices, huit hélices en tout sont utilisées, les hélices supplémentaires étant désignées par 140, 150, 160 et 170. Au reste, la structure de pricnipe de la figure 3 correspond à celle de la figure 2, de sorte que les descriptions précédentes de la figure 2 s'appliquent également à la figure 3, pour autant que d'autres différences supplémentaires ne soient pas expliquées ci-après. L'appareil à décollage vertical de la figure 3 possède également huit moteurs à fluide et huit hélices au lieu de quatre sur la figure 2 et on conséquence un plus grand nombre de canalisations de fluide sous pression sont utilisées, ou les hélices supplémentaires 140, 150, 160, 170 sont entraSaées mécaniquement par les moteurs à fluide internes 4 à 7. La figure 3 est également représentée à l'échelle de 1:100, l'échelle n'étant pas naturellement absolument exacte. La figure 3 représente la solution la plus élégante et la plus souhaitable, tandis que la figure 2 représente la solution réalisable plus facilement à l'heure actuelle. La réalisation selon la figure 3 est la solution sensiblement plus chère, celle selon la figure 2 la solution sensiblement plus économique à l'heure actuelle. La réalisation selon la figure 2 est réalisable plus facilement, car elle possède des hélices à plus grand diamètre. Les hélices à plus grand diamètre portent sensiblement plus que des hélices à plus petit diamètre. Des hélices de l'ordre de grandeur souhaité sont actuellement disponibles. L'inconvénient de la réalisation selon la figure 2 est que les pointes des hélices en vol hotizontal vont jusqu au-dessous du bas du fuselage et par conséquent en cas d'atterrissage forcé en position de vol horizontal en terrain accidenté, les pointes des hélices heurtent le sol ou sont brisées sur celui-ci, lorsque les hélices n'ont pas été arrêtées en position horizontal avant l'atter rivage forcé.Ceci nécessite pour l'atterrissage forcé un blocage des hélices, qui manque sur la figure 3; Le grand avantage de la réalisation selon la figure 3 est donc que le diamètre d'hélice est petit de sorte que les pointes des hélices ne peuvent pas toucher le sol en cas d'atterrissage forcé horizontal. Les avantages de la réalisation selon les figures 2 et 3 résident dans le fait que ces appareils à décollage vertical n'exigent aucun mécanisme de rétraction, mais fonctionnent pour le décollage vertical avec des roues ne saillant vers le bas que partiellement et que faiblementdu fuselage, et l'avantage essentiel qu'ils décollent verticalement sans exiger d'aéro- port depuis une plate-forme d'environ 10 x 10 mètres et peuvent atterrir également sur celle-ci en l'absence de vent. (Dans la réalisation actuelle de 1978, l'avion représenté sur la figure possède huit hélices à pas variable Référence SO-V-62 de la Firme Eoffmann à Rosenheim, Oberbayern, trois machines d'entraRnement de la Firme Rotary Engine Xenkyusbo selon la figure 8, des hydromoteurs de la Firme citée en dernier lieu et des hydropompes-pompes à deux courants, également de la Pirme cité a en dernier lieu et selon les brevets américains Nos 3 850 201, 4 037 523 3 977 302 et autres brevets du demandeur.Les hélices ont dans le cas des machines représentées un diamètre de 1,6 m et les machines selon la figure 8 ont de 100 à 180 Ps, selon la réalisation. Pour les machines, des pièces de rechange, pour la partie moteur à combustion, sont disponibles dans toutes les petites villes du monde. Les machines sont d'un fonctionnement rationnel, donc avec des rendements satisfaisants, comme les moteurs à quatre temps. Ils sont silencieux, et en entend à peine l'avion.Leur poids, y compris les pompes pour la fourniture de quatre courants de fluide sous pression de débits égaux par moteur est environ 90 kg. Les données techniques sont : Vitesse de Consommation d'essence Rayon d'action l'avion aux 100 Km sans escale en Em 281 km/h 29,2 1/100 km 421 km 260 n 23,0 " 520 224 " 17,8 u 672 n Le prix de vente après démarrage de la fabrication en série peut Qtre d'environ 90.000 à 140.000 DM. Le prix actuel pour des prototypes selon les lois américaines pour un appareil expérimental est plus élevé.Les pièces de l'appareil peuvent également être obtenues isolément de la Firme Rotary Engine Xenkytisho, de sorte que l'acheteur peut construire lui mêre l'appareil à décollage vertical selon les lois américaines précitées pour un avion expérimental et pour pouvoir voler). Comme le possesseur de l'appareil à décollage vertical peut, par mauvais temps, atterrir verticalement partout sur une faible surface et passer la nuit à lthôtel, une installation conteuse de navigation, d'instrumentation et de radio pour les propriétaires privés de l'appareil n'est pas absolument nécessaire. La sécurité particulière de l'appareil à décollage vertical réside dans le fait que, par mauvais temps, lorsqu'un aéroport ne se trouve à proximité, on n'est pas condamné à périr dans la zone de mauvais tempo Sur les figures 4 à 7 quelques particularités préférées essentielles de la réalisation préférée d'un appareil à décollage vertical selon l'invention sont représentées schématiquement.Des coupes à travers les différentes pompes à pompe et moteurs à fluide, en particulier des hydropompes et des hydro > teurs, ne sont pasreprésentées dans cette demande, car des brevets pertinents, qui contiennent de telles figures, ont été cités et en outre de telles particularités, les résultats d'essais, les dimensions, les puissances, les poids, les possibilité tés de liaison et de fixation de celles-ci, peuvent être étudiés dans le manuel précité et dans la littérature indiquée dans celui-ci. Par conséquent, la figure 4 et les autres figures correspondantes peuvent se limiter à une représentation schématique. Une machine d'entrainement, par exemple le moteur à combustion 11, entrain le générateur de pression de fluide à quatre courants 1. De façon correspondante, les machines d'en- traînement 12 et 13 entrainent les gén rateurss de fluide sous pression à quatre courants 2 et 3. Depuis chacun des générateurs de fluide sous pression précités, quatre canalisations de fluide sous pression séparées les unes des autres vont aux quatre moteurs à fluide 4 à 7, une de chaque générateur de fluide sous pression à un des moteurs précités 4 à 7. Ces canalisations sont représentées par des lignes fléchées, les flèches indiquant le sens de circulation du fluide sous pression.Les canalisations de retour à l'intérieur du fuselage ne sont pas représentées, mais indiquées par des flèches aux extrémités des canalisations de retour de la structure support, afin de ne pas nuire à la clarté de la figure-. Egalement la désignation des canalisations de fluide sous pression par des numéros de référence aurait nui à la clarté de la figure. Grâce aux flèches et aux lignes, les liaisons et les sens d'écoulement sont visibles et on peut par conséquent renoncer à des numéros de référence. Il faut encore mentionner que les mêmes sorties de fluide sous pression des générateurs 1, 2 ou 3 peuvent être reliés à celles provenant d'autres générateurs de fluide sous pression 1, 2 ou 3 et peuvent tre réunies en une canalisation commune, ce qui s'effectue avantageuse- ment au moyen de soupapes de retenue. Sur la figure 6 est représentée une telle réunion de plusieurs canalisations de fluide sous pression, qui proviennent de différents ensembles d'entrainement 1, 11 ; 2, 12 ou 3, 13 et sont ensuite réunies en une canalisation commune. 235, 335 et 435 sont les canalisations de fluide sous pression distinctes provenant de différents ensembles d'entrainement 1,11 ; 2,12 ou 3,13. Elles débouchent dans un boitier de soupape de retenue, dans lequel se trouve la soupape de retenue 15' de préférence faiblement chargée par ressort. De chacun des bottiers de soupape de retenue, une canalisation de liaison va à la canalisation commune, la canalisation de fluide sous pression 135t qui conduit ensuite au moteur à fluide concerné 4, 5, 6 ou 7 et alimente celui-ci avec un quart des énergies d'enQraSnement des trois machines d'entrainement 11, 12 et 13. Des organes de fixation 16' peuvent être disposés en vue du guidage des soupapes de retenue 15' et entre 15' et 16' peuvent être introduits de faibles ressorts de pression non représentés. Dans le fuselage 31 de l'avion sont disposés quatre paliers pivotants 29, 30 dans les douilles 30 desquels sont montés à rotation et maintenus les corps de palier 29. A travers les corps de palier 29 s'étendent les canalisations de fluide sous pression 35 et 45, de telle sorte qu'elles débouchent dans le fuselage de l'avion Les canalisations de retour 4', qui peuvent être une ou plusieurs, s'étendent également à travers les corps de palier 29, de telle sorte qu'elles possèdent également chacune au moins une embouchure à l'intérieur du fuselage.Les embouchures sont munies de raccords pour des canalisations de pression flexibles, de sorte qu'entre les pompes de fluide sous pression et les embouchures précitées peuvent autre disposés des tuyaux souples à pression élevée ou analogues ou une combinaison de canalisations rigides et flexibles. Des tron çons de canalisations flexibles ou des liaisons de canalisation pivotantes sont nécessaires afin d'assurer le fonctionnement des canalisations de fluide sous pression m8me lors du pivotement de la structure support. Les canalisations de fluide sous pression 34 et 44 conduisent, par l'intermédiaire d'un des corps de palier 29 au moteur à fluide 4. Les canalisations de fluide sous pression 35 et 45 conduisent, par l'intermédiaire d'un autre corps de palier 29, au moteur à fluide 5. Les canalisations de fluide sous pression 36 et 46 conduisent, par l'intermédiaire du troisième corps de palier 29, au moteur à fluide 6 et les canalisations de fluide sous pression 37 et 47 conduisent, par l'intermédiaire du quatrième corps de palier 29, au moteur à fluide 7. Depuis chacun des moteurs à fluide précités, au moins une canalisation de retour 4' retourne dans le fuselage de l'appareil par l'intermédiaire du corps de palier 29 associé au moteur correspondant 4 à 7.Dans l'exemple de réalisation selon les figures 4 et 5, entre les canalisations de fluide sous pression précitées et les canalisations de retour, sont disposées des nervures 5' qui constituent, à partir des canalisations précitées, un corps résistant à la flexion et à même de supporter, qui est appelé dans la présente demande et dans la littérature châssis porteur ou structure porteuse. Lors de la réalisation de la structure porteuse et des parties de palier précitées des paliers pivotants 29, 30, les règles de résistance des matériaux doivent être respectées, car la sécurité de fonc tionnement de l'appareil à décollage vertical dépend essentiellement de la solidité et de la résistance de la structure porteuse. Les canalisations de fluide sous pression et les canalisations de retour peuvent être des tubes d'acier ou de métal léger et être vissés, rivés ou soudés entre eux par les nervures 5'. Dans l'exemple de réalisation selon les fi ures 2 et 3, ce sont actuellement des tubes d'acier, des tubes d'acier de précision de 16 à 24 mm de diamètre extérieur et de 1,2 à 1,8 mm d'épaisseur de paroi. Il a déjà été construit pratiquenient une structure porteuse pesant seulement environ 9 kg et de solidité optimale. De préférence, deux parties de structure porteuse 35, 45 et 34 44 et 37, 47 réalisée en particulier sous la forme de canalisa tions de fluide sous pression sont solidarisées par des étriers de liaison en une structure porteuse complète portant en entre nant au moins une paire de moteurs à fluide 4,5 ou 6, 7 et une paire de moteurs à fluide 4, 5 ou 6, 7 et une paire d'hélices 14, 15 ou 16 17. L'inventeur préfère réaliser ces liaisons sous la forme d'étriers afin que les embouchures des canalisations de fluide n'aient pas à être pliées par rapport aux tubes supports.Cette réalisation présente le grand avantage qu'ou peut nettoyer les tubes, par exemple après le soudage des nervures, de façon simple à travers des embouchures non coudées, rectili gnes, on peut ainsi enlever de l'intérieur des bavures de soudure et des corps étrangers. Car la propreté à l'intérieur des canalisations est une condition préalable immuable pour le fonctionnement de l'appareil à décollage vertical entravé hydrostati quement . Dans la réalisation pratique, les étriers de liaison sont également reliés par des nervures non représentées sur la figure de façon à garantir la solidité, la rigidité et la résistance de la structure porteuse complète. Les hydromoteurs pèsent dans une réalisation pratique selon les exemples des figures 2 et 3 chacun de 8 à 19 kg.Les structures porteuses pèsent par paire d'hélices de 9 à 18 kg et les ailes 24 à 27 chacune de 8 à 29 kg. Des ailerons 7 sont avantageusement planés sur les parties d'ailes portantes 24 et 25. Le fuselage comporte en général un gouvernail de direction 9 et soit les ailes postérieures avec les surfaces portantes 26 et 27 sont réalisées sous la forme d'un empennage de profondeur réglable, soit des empennages de profondeur 8 sont associés aux ailes 26 et 27. Les empennages précités peuvent être manoeuvrés mécaniquement, électriquement ou hydrauliquement et on fait passer les canalisations de commande correspondantes pratiquement également à travers les corps de palier pivotant précités 29, par exemple par le milieu du corps de palier concerné 29.Les organes de commande et d'entrat- nement des gouvernails et des empennages précités ne sont pas représentés sur la figure, car ils ne comportent rien de nouveau par rapport à l'étant connu de la technique. Mais la disposition des organes d'entrainement et de manoeuvre partiellement à l'intérieur de la structure porteuse selon l'invention précitée et leur conduite à travers les corps de palier 29 sont nouvelles et font partie de l'invention. La figure 5 est une coupe selon la ligne V-V d'une partie de structure porteuse. Dans celle-ci, par exemple, les canalisations de retour de fluide 4' sont disposées adjacentes, mais les canalisations de fluide sous pression 34 et 44 sont écartées les unes des autres et les canalisations de retour de fluide 4' sont écartées des canalisations de fluide sous pression de sorte que la section transversale de la structure porteuse peut avoir la solidité et la rigidité suffisantes afin de pouvoir supporter et maintenir de façon sûre en fonctionnement et sans oscillations les moteurs à fluide 4, 5, 6, 7 ; les hélices 14, 15, 16, 17 et les ailes 24, 25, 26, 27t Avantageusement, sur la structure porteuse sont disposés des organes de retenue 6' dont quelques uns sont représentés sur l'aile 25. A ceux-ci on peut, comme par exemple le montre la figure 5 fixer, par exemple visser ou river, les parties d'ailes 125 et 225. Les parties d'aile" 125 et 225 peuvent également être réalisées d'une seule pièce, ou les peaux d'aile (par exemple des plaques d'aluminium ou de matière plastique très minces) peuvent être placées au-dessus des nervures de forme. Les vis ou rivets 141 constituent des exemples de fixation. Tandis que sur la figure 5, la section transversale de la structure porteuse présente une forme triangulaire, on utilise souvent également une forme carrée ou rectangulaire ou dans le cas d'appareils à décollage vertical à plusieurs hélices également une forme pentagonale, hexagonale, etc.. Sur la figure 5, le profil de l'aile est symétrique, cependant la forme de profil d'aile dissymétrique habituelle ou une autre forme peut également être utilisée.Si la section transversale des ailes est dissymétrique, si elle correspond par exemple au profil d'aile habituel, l'aile ne peut pas être alors utilisée de façon simple verticalement pour le décollage ou l'atterrissage verticaux, car alors une force ascendante dirigée vers l'arrière serait exercée sur le profil de l'aile, qui ne ferait pas décoller ou atterrir verticalement l'appareil, mais provoquerait un vol vers l'arrière lors du décollage et de l'atterrissage. L'aile doit par conséquent lors de ces manoeuvres demeurer un peu inclinée vers l'avant, afin d'obtenir un mouvement vertical de l'appareil lors du décollage et de l'atter vissage. Car les hélices provoquent un flux d'air non négligeable sur les ailes, qui existait à peine dans le cas de l'avion à une seule hélice.Les ailes agissent par conséquent déjà même lors du vol plané pour une forme de profil d'aile, lorsqu'elles se déplacent dans l'air à vitesse non négligeable; Ces particularités apparaissent dans le livre précité "Handbook of my Flight Xechnology" et elles sont partiellement décrites également dans la demande de brevet américain 760 006 au nom du demandeur. Les lignes en pointillés dans les hydromoteurs 4 à 7 indiquent que ces moteurs peuvent être des moteurs à un ou plusieurs rotors selon le brevet américain NO 3 977 302. On trouve également des moteurs à rotor double dans la demande de brevet DE-OS 2 420 853 ou dans la demande de brevet DE-OS 2 420 614. La figure 9 représente schématiquement une coupe selon la ligne Il-Il de la figure 4 et un exemple de dispositif d'entrainement pour le mouvement de pivotement de la structure porteuse précitée à l'aide des hydromoteurs 4 à 7, des hélices 14 à 17 et des ailes 24 à 27. Naturellement, il peut également être utilisé pour l'avicn selon la figure 3 avec huit hélices et moteurs à fluide. Dans les corps de palier pivotant 29 sont visibles les canalisations de fluide sous pression traversant 35, 45 et 37, 47 ainsi que les canalisations de retour 4'. Les corps de palier comportent en outre des canalisations de retour 4'. Les corps de palier comportent en outre des canalisations d'entrainement et de commande 101 et 102 pour l'entrainement de gouvernails ou de mécanismes de direction appropriés.Dans le fuselage de l'avion est fixé le moteur d'entrainement 501 à travers lequel passe, dans l'exemple, l'axe 502 à blocage automatique et est déplacé vers la droite ou vers la gauche par celui-ci. Le moteur 501 est commandé à distance par des pilotes, ce qui constitue le processus de direction principal de l'appareil à décollage vertical. Avantageusement, on préfère ici pour l'en traitement par cylindre hydraulique un moteur rotatif 501 et un axe 502, afin d'obtenir un auto-blocage et l'axe 502 ne peut pas se déplacer seul sous l'action d'oscillations ou de vibrations. Sur le corps de palier 29 disposé dans la douille correspondante, est disposé un levier approprié, un levier 509 sur le corps de palier gauche et un levier 510 sur le corps de palier droit. Aux extrémités de l'axe 502 se trouvent des fixations pivotantes 503 et 504 avec des articulations mobiles 505 et 506 aux liaisons pivotantes 507 et 508 aux parties de transmission 509 et 510. La rotation du moteur (rotation du rotor dans le moteur 501) déplace l'axe entre les extrémités des parties pivotantes 5079 508 vers la droite ou vers la gauche, et entre la position extrême droite représentée et une position extrême gauche. La position extrême droite représentée est prévue pour le vol horizontal, tandis que la position gauche est prévue pour le vol vertical, donc pour le décollage et l'atterrissage.La position intermédiaire est prévue pour le vol au stade d'accélération précité (Interthrust range). Il faut encore mentionner que le pivotement peut également s'étendre de sorte que l'avion peut subir dans l'air un freinage violent par suite de quelques oscillations vers l'arrière des axes d'hélice. Egalement, le moteur 501 peut être dimensionné pour des vitesses de rotation élevées, de sorte que le mouvement de pivotement peut être décrit très rapidement. On désire se libérer de la crainte que dans un trafic dense, existe un risque accru de collision. Un tel risque de collision n'existe absolument pas dans un espace aérien encombré de millions d'appareils à décollage vertical selon l'invention. Car un appareil à décollage vertical selon l'invention n'est pas lié à une vitesse de vol élevée, afin de pouvoir se maintenir dans l'air et en outre sa vitesse dans l'air peut autre freinée brusquement, comme celle d'un véhicule routier.Le risque de collision dans l'espace aérien encombré est même plus faible que le risque de collisions d'autos sur la route, car les appareils selon l'invention peuvent être munis de dispositifs automatiques en vue d'éviter une collision selon le brevet américain NO 3 801 046, qui freinent continuement des avions s'approchant l'un de l'autre et lors d'un autre rapprochement freinent finalement complètement et annulent la vitesse. Sur la figure 7 est schématiquement représenté un des plans de montage que le demandeur préfère dans les appareils à décollage vertical des figures 2 et 3. Les canalisations de retour ne sont pas représentées, afin de ne pas altérer la vue d'ensemble. Les réservoirs de fluide ne sont pas non plus regrée' sentes. fl est prévu dans le cas des appareils à décollage vertical selon les figures 2 et 39 trois ou quatre systèmes d'entraSnement, en particulier trois, parce que de tels systèmes existent présentement à l'institut de recherches du demandeur selon la puissance voulue. Le dimensionnement de puissance est tel que deux des machines d'entratnement délivrent une puissance suffisante afin de pouvoir maintenir l'appareil dans l'air en vol plané. La troisième machine d'entraSnement est une réserve de puissance. Une surveillance automatique de puissance, qui peut être placée au-dessous ou au-dessus du levier des gaz du pilote, permet de limiter le levier des gaz des machines d'entraînement aux 2/3 ou aux 3/4 de la puissance maximale et placer automatiquement sur plein gaz les deux machines d'entraînement restantes, lorsqu'une des machines d'entraSnement tombe en panne en vol vertical. Des photos et des diagrammes de puissance des exemples de machines d'entraînement se trouvent dans SHandbook of my Flight Technology". Au lieu d'une surveillance automatique de puissance, celle-ci peut naturellement être exercée par les pilotes, selon l'équipement de l'appareil. Si une des machines d'entrainement tombe en panne en vol vertical, donc lors du décollage ou de l'atterrissage verticaux, la vitesse ascensionnelle décroît et le pilote remarque, par suite de la diminution de la vitesse ascensionnelle ou de l'accroissement de la vitesse de descente, qu'une de ses machines d'entraînement est tombée en panne. Il déclenchera alors la manoeuvre d'atterrissage, afin de ne pas continuer à voler avec seulement deux machines. Dans le cas de plus grandes réalisations de l'invention, en particulier pour des avions à longue distance et intercontinentaux, un atterrissage en cas de panne d'une des machines n'est pas nécessaire. Ceux-ci comportent alors un tel nombre de machines de propulsion que les avions peuvent continuer à voler au-dessus de l'Atlantique jusqu'en Amérique dans le cas d'une panne de deux des machines de propulsion. La défaillance d'une ou de deux machines de propulsion au-dessus de l'Océan a uniquement pour conséquence que l'avion vole alors plus lentement, est un peu plus longtemps en route, consomme moins d'essence et possède un rayon d'action sensiblement plus grand, de sorte qu'il peut, par exemple lors d'un vol depuis Francfort, au lieu d'atterrir à New York, aller jusqu'à Chicago, lorsqu'une ou deux machines de propulsion est déjà tombée en panne au-dessus de la France et que l'avion a été ainsi contraint de consommer moins d'essence. Au reste, dans la réalisation préférée, les machines de propulsion ne sont pas disposées dans les ailes, comme il était habituel Jusqutici, mais dans le fuselage, de sorte que le mécanicien de l'appareil peut réparer des machines défaillantes en vol à longue distance durant le vol et des pièces peuvent être changées ou des machines de secours accouplées. Dans le cas des véhicules actuels, de telles possibilités ne sont en général pas usuelles. Les quatre courants de fluide sous pression sont obtenus à partir de quatre groupes de chambre de fluide sous pression séparés les uns des autres et ayant un débit égal ou relativement égal, comme par exemple selon la DE-OS 24 20 543 ou le brevet US NO 3 398 698, ces quatre courants de fluides fournis avec un débit égal ou relativement égal 67, 71, 81, 91 par l'ensemble de propulsion 1,11 réalisé sous la forme d'une installation à quatre courants de fluide sous pression, vont aux rotors antérieurs des moteurs à fluide à rotor double 4, 5, 6, 7 selon le brevet américain NO 3 977 302. Les quatre courants de fluide sous pression à débit égal 63, 73, 83, 93 vont aux rotors postérieurs 57, 56, 54 et 55 des moteurs à fluide à rotor double selon le brevet américain précité.Lorsqu'un des rotors des moteurs à fluide se bloque par exemple par des corps étrangers dans le circuit de fluide sous pression, l'ensemble de propulsion associé est bloqué par surcharge, car le rotor se bloquant ne reçoit plus de fluide sous pression. Les autres rotors demeurés sains des moteurs à fluide à rotor double selon le brevet américain NO 3 977 302 assurent alors seuls la propulsion de l'arbre moteur et de support d'hélice s'étendant à travers les rotors et le rotor bloque ainsi que les trois autres rotors arrêtés par le circuit de fluide sous pression se séparent alors automatiquement par roue libre de l'arbre moteur et de support les dépassant en vitesse de rotation.Lorsque, par ailleurs, une des machines de propulsion 1, Il ou 3, 13 tombe en panne, seul encore un des deux rotors continue à être entraîné dans les moteurs à fluide précités, et l'un des rotors par moteur à fluide assure alors l'entraînement de l'arbre moteur et de support, tandis que le rotor n'entraînant plus est désaccouplé automatiquement par dépassement de vitesse de rotation et roue libre de l'arbre moteur et de support du moteur concerné. (Dans les lettres d'experts faisant autorité, il revient constamment qu'on ne tient pour utilisable que des moteurs à piston axial, mais pas des moteurs à piston radial. Cette supposition erronée est encore confortée par le fait qu'après étude des appareils du demandeur au Japon par des experts allemands au début des années 60, une tendance s'est manifestée en République Fédérale d'Allemagne à construire à nouveau des pompes à piston radial. Celles-ci apparurent au début des années 70 en contournant les brevets de l'inventeur sur les patins de piston à plongée profonde, ce qui aboutit à une course de piston si courte que ces appareils sont en effet très bons en tant que pompes à haute pression et course de piston court, mais qu'ils ne peuvent plus être rationnellement utilisés en tant que moteurs hydrauliques en raison de leur course de piston trop petite. L > appari- tion de ce genre de poupes à piston radial a donc renforcé l'impression que des moteurs à piston radial ne peuvent généralement pas être utilisés de façon rationnelle. La réalité est que les moteurs à piston radial atteignent des rendements supérieurs à 90 % et ont un fonctionnement sûr lorsqu'ils sont équipés de patins de piston à plongée profonde ou de patins de piston à plongée profonde et à conduite libre selon les brevets de l'inventeur). L'ensemble de propulsion 2,12 de la figure 7 travaille sur les deux rotors de tous les moteurs à fluide, de telle sorte que les canalisations 62, 72, 82, 92 sont connectées par l'intermédiaire de soupapes de retenue, comme par exemple sur la figure 6, aux canalisations de fluide sous pression correspondantes des deux autres ensembles de propulsion 1,11 et 3,13 par exemple la canalisation de fluide sous pression 62 aux canalisa tions de fluide sous pression 61 et 81 ; la canalisation 72 aux canalisations 71 et 91 ; la canalisation 82 aux canalisations 83 et 63 et la canalisation 92 aux canalisations 93 et 73. Lors du blocage ou de l'arr8t d'un des rotors des moteurs à fluide à rotor double, la totalité de la puissance de l'ensemble de propulsion concerné s'écoule alors pour un quart dans l'autre rotor du moteur à fluide concerné. Lors de la marche de tous les rotors des moteurs à fluide à rotor double, chaque rotor de ces moteurs reçoit un huitième de la puissance de fluide sous pression délivrée par l'ensemble de propulsion 2,12. Il serait également possible, au lieu de trois ensembles de propulsion d'en disposer quatre ou davantage, de sorte que la commutation particulière de l'ensemble d'entraânement 2,12 serait superflue. Dans le cas de la réalisation à faibles dimensions de l'appareil à décollage vertical selon les figures 2 et 3, on doit cependant maintenir faible le poids total de l'appareil, afin qu'un vol vertical rationnel soit possible, sans que les hélices aient des diamètres importants désagréables. Par conséquent, il n'est pas avantageux d'installer plusieurs ensembles de propulsion. Il faut encore mentionner que deux des ensembles de propulsion seraient également suffisants, mais qu'alors une panne d'un ensemble lors du vol vertical conduit éventuellement à l'écrase- ment de l'appareil. Légalement, la propulsion d'un hélicoptère par une seule machine de propulsion est cependant également possible, lorsque la machine de propulsion correspond aux exigences légales ou aux exigences des autorités du trafic aérien. Par conséquent, il n'est pas exclu d'équiper l'appareil à décollage vertical également d'un unique dispositif de propulsion à quatre ou à huit courants. Au lieu de disposer deux paires de surfaces portantes, comme représenté sur les figures 2 à 4, on peut également prévoir trois, une ou quatre, cinq ou six ou plusieurs paires de surfaces portantes, en particulier lorsque l'avion est prévu pour le fret. Comme la mention d'un avion intercontinental le montre, pour ainsi dire aucune limite supérieure n'est imposée à ses dimensions. L'appareil à décollage vertical le plus économique, le plus rationnel ou le plus petit est intéressant pour une seule personne ou pour une famille et des exemples de réalisation correspondants ont été représentés sur les figures. Ces exemples de réalisation peuvent encore être réduits si on utilise, comme machines de propulsion, de petites turbines à gaz, puissantes0 (Celles-ci sont commercialement disponibles et se trouvent également dans le programme de livraison selon le manuel précité. Elles pèsent environ 65 kg pour environ 300 ou 400 PS). Les turbines à gaz précitées sont couplées à des pompes à plusieurs courants appropriées. Cependant, les turbines à gaz sont chères et leur consommation en carburant n'est pas faible. Il importait donc au demandeur de représenter sur les figures de tels exemples de réalisation qui peuvent être propulsés rationnellement comme un véhicule et pour lequel on peut obtenir les pièces de rechange pour les moteurs à combustion dans toute petite ville. L'utilisation de moteurs d'avion actuels n'est pas nécessaire et dans l'étude menée Jusqu'ici tous les moteurs d'avion commercialement disponibles se sont avérés inappropriés.A l'intérieur manquent les brides en vue du raccordement direct des pompes à fluide ou hydropompes, du ventilateur de refroidissement pour le vol vertical, et enfin, ils sont souvent trop lourds et les fixations inappropriées pour la suspension dans le fuselage de l'appareil ou pour la pose sur le plancher du fuselage. Par conséquent, le demandeur a développé ses propres machines de propulsion. Sur les figures 10 et Il sont représentés d'autres exemples de réalisation d'avions à décollage vertical selon l'invention. Le fuselage de l'avion 602 possède un support antérieur 602 et un support postérieur 603. Aux extrémités des supports se trouvent des douilles de palier pivotant, dans lesquelles est suspendu à pivotement un moteur à fluide muni de corps de palier pivotant.Les canalisations de fluide des machines à courant de fluide dans le fuselage de l'appareil conduisent à travers les supports, les douilles et les corps de paliers aux moteurs à fluide, comme ceci est décrit en détail dans la demande de brevet américain 800 7560 Il est important qu'en col vertical, l'hélice antérieure 604 soit portée sur le moteur à fluide 605 au-dessus du support antérieur 601, tandis que l'hélice postérieure 606 sur le moteur à fluide 607 est inclinée vers le bas en position de vol vertical, donc est disposée au-dessous du support postérieur 6030 L'hélice antérieure 604 est par conséquent une hélice de traction, tandis que l'hélice postérieure 606 est une hélice de propulsion.Sur la figure 10, l'hélice antérieure pivote d'environ jusqu'à 450 ou dans des cas particuliers jusqu'à 600 vers l'avant, tandis que l'hélice postérieure pivote vers l'arrière du nombre de degrés voulu lorsque l'avion doit voler vers l'avant. L'avion selon la figure 10 est seulement porté et tiré par les hélices. Des ailes portantes ne sont pas prévues sur la figure 10. Au contraire de la figure 10, la réalisation selon la figure Il possède des ailes partantes supplémentaires 608 et 609 associées aux moteurs pivotants 605 et 607. L'avion selon la figure 11 peut par conséquent faire pivoter les moteurs à fluide avec leurs hélices et leurs ailes portantes jusqu'à ce çe l'axe des hélices soit pratiquement horizontal. En vol hori zontal, l'avion selon la figure 11 peut voler sur des ailes portantes, tandis que celui selonla figure 10 est porté par des hélices inclinées. Comme dans le cas de l'avion selon la figure 10 les ailes portantes sont omises, cet appareil ne possède aucune résistance due aux ailes portantes. Il est par conséquent très simple et très économique et peut comporter des hélices de grand diamètre et à grande force portante. Comme il ne peut pas effectuer d'atterrissage forcé sur des ailes portantes, il comporte de préférence des moteurs à fluide avec position d'au rotation automatique de l'angle d'hélice dans le cas d'une défaillance des moteurs à fluide, par exemple selon la demande de brevet américain précitée 800 75 & . Les particularités de la suspension, de la manoeuvre de pivotement etc.., peuvent être trouvées dans le manuel précité.De nombrewc chapitres mathématiques sont consacrés à la question de la rationalité des différents types de réalisation d'appareil dans le manuel précité. Sur les figures 10 et 11, on voit en élévation latérale seulement une hélice antérieure et une hélice postérieure. Cependant, il est déjà compréhensible à l'aide des figures 2 et 3, qu'on peut disposer également plusieurs hélices latéralement, juxtaposées, à gauche et à droite du plan médian de l'appareil. On peut prévoir ceci dans les réalisations selon les figures 10 et 11. L'exemple de machine de propulsion selon la figure 8, qui peut être mise en oeuvre en tant qu'ensemblexde propulsion 1, 11 ou 2,12 ou 3,13 sur les figures 2 et 3 ou peut être utilisée dans d'autres figures, possède un moteur à combustion 623 un refroidissement par air 625, qui peut éventuellement être remplacé par un refroidissement par eau, des suspensions 622 et 621, un turbocompresseur 624 et des Ilydropompes à double courant 626 et 627 avec des raccords de canalisation de pression 631 à 634. (Dans une réalisation pratique, le moteur à combustion y compris le turbocompresseur pèse 75 kg et développe une puissance de 100 à 120 PS selon le carburant et la pression de suralimentation. Comme moteur à deux temps selon la demande de brevet américain 807 975, la machine fournit pour un poids plus faible de 5 kg selon le carburant et la pression de suralimentation jusqu'à 150 à 180 PS. Les pompes à double courant, qui peuvent être obtenues auprès de l'institut de recherches du demandeur, pèsent selon la réalisation de 6 à 9 kg pour deux courants, chaque pompe recevant la moitié de la puissance du moteur à combustion). Les moteurs à fluide et les hélices selon l'invention travaillent en général de façon extraordinaire sans vibrations, Jeans oscillations et silencieusement. Grâce à la suspension souple de la machine de propulsion dans les suspensions 621 et 622, des transmissions de vibrations des moteurs à combustion à l'a vion sont limitées. Pour le trafic à courte distance de quelques centai nes de kilomètres, de quelques kilomètres ou jusqu a quelques milliers de kilomètres, les exemples de réalisation selon les figures 2 et 3 semblent être des solutions assez idéales. Pour le trafic à grande distance ou pour le vol intercontinental transocéanique, ces solutions ont un diamètre d'hélice trop petit. En vol intercontinental, le poids du carburant peut être supérieur à celui de l'appareil. Les hélices à petit diamètre ont une force portante trop faible ou nécessitent des puissances d'entratnement trop élevées, afin de pouvoir soulever verticalement l'avion intercontinental lourd. ainsi qu'il ressort des formules, il n'existe que trois possibilités d'aocrotre la force ascensionnelle. lais le poids accru de l'avion à longue distance ou intercontinental, une force ascensionnelle plus grande est nécessaire, lorsqu'on désire décoller verticalement.Les deux possibilités Jusqu'ici connues, d'accroftre la force ascensionnelle étaient selon la formule (5) la possibilité d'accroitre le diamètre d'hélice, par conséquent SF" ou la puissance de propulsion "N". A ceci le demandeur a ajouté la troisième possibilité, à savoir d'augmenter le nombre des hélices au moyen de la disposition de la transmission entre la machine de propulsion et les différentes hélices, étant donné que dans l'équation (fol) le nombre "M" d'hélices a été introduit. L'utilisation de la seconde possibilité, à savoir d'augmenter la puissance "N", est limitée, car un accroissement de la puissance d'entraSnement exige une machine de propulsion plus lourde.L'accroissement de la puissance conduirait ainsi à un accroissement prohibitif du poids de l'appareil, ce qui aurait pour conséquence de devoir embarquer à nouveau davantage de carburant. Davantage de puissance nécessaire et davantage de carburant nécessaire auraient accru le poids. On aurait pu sans doute faire comme dans le cas d'avions militaires à décollage vertical, et utiliser des turbines à gaz légères à puissance accrue. Mais alors la consommation en carburant au décollage et à l'atterrissage est déjà si élevée, que dans les deux minutes du décollage et de l'atterrissage une partie notable du carburant est consommée. En outre, les turbines à gaz consomment en vol davantage de carburant que les machines de propulsion du demandeur. Et enfin les turbines à gaz à arbre sont trop chères pour qu'un particulier puisse les acquérir.La consommation énorme de carburant lors du décollage vertical des avions militaires convient à peine pour un avion civil. L'accroissement de puissance ne peut donc être introduite que de façon tout à fait limitée et la seule possibilité de faire décoller verticalement un avion intercontinental lourd réside par conséquent uniquement dans la possibilité d'augmenter la surface d'hélice "F" et simultanément d'utiliser un plus grand nombre d'hélices "M" selon l'invention. Le demandeur utilise par conséquent pour le vol vertical d'avions à long rayon d'action lourds, un grand nombre d'hélices à grand diamètre. En règle générale, on a besoin en effet pour l'accroissement de la force ascensionnelle d'hélices repliables ou rétractables, ce qui nécessite, en ce qui concerne ltencamotage des grandes hélices en vol, une plus grande expérience du pilote et un entraînement plus important et plus long de celui-ci. Ci-après sont décrites, dans des représentations schématiques appropriées, quelques unes des nombreuses réalisations selon l'invention d'hélices variables. La figure 12 représente l'hélice à contrôler de la façon la plus simple par les pilotes. Elle possède dans un disque rotatif 640 taillé en biseau à la périphérie, deux pales rétractables et déployables 643 et 644. Elles peuvent autre déplacées radialement vers l'extérieur dans les canaux de guidage 641 et 642, donc sont déployables et rétractables. Plus les pales d'hélice 643 et 644 sont déployées, plus le diamètre d'hélice est grand. Donc plus est grande la surface circulaire d'hélice F et plus la force ascensionnelle de l'hélice est élevée à puissance d'entrainement égale.Le mouvement de déploiement et de rétraction des pales d'hélice 643 et 644 peut être effectué au moyen d'axes filetés 645 et 646, qui sont entraînées par des moteurs appropriés 647 et 648 et peuvent être télécommandés par les pilotes. La disposition de principe de telles pales d'hélice dans un disque à diamètre extérieur vif est en soi connue et déjà décrite dans la littérature. Les pales d'hélice déployées servent au décollage vertical, et à l'état rétracté le disque 640 sert de surface portante pour le vol horizontal. irais les propositions connues pour de telles ailes portantes en forme de disque équipées de pales d'hélice rétractables ont été à peine réalisées techniquement juSqu'ici. Leur réalisation n'avait également pas beaucoup de sens, car les propositions antérieures présentaient des insuffisances considérables. L'insuffisance majeure était que les pales d'hélice étaient disposées coaxialement. Par conséquentZ une pales d'hélice ne pouvait avoir qu'une longueur un peu inférieure au demi-diamètre dudisque. Le diamètre du cercle d'hélice ne pouvait être dans l'état complètement déployé qu'un peu inférieur au double du diamètre du disque. La force ascensionnelle était dans ce cas pas énormément augentée et, en outre, elle était limitée par la résistance du disque en vol vertical.Le disque perturbait également considérablement la formation du flux d'hélice selon la figure 1. La pleine puissance selon les formules décrites ne pouvait par conséquent pas autre atteinte dans le cas des hélices réglables à disque connues. Grâce à l'invention, de telles ailes portantes en forme de disques équipées de pales d'hélice rétractables sont sensiblement perfectionnées. Le perfectionnement selon l'invention consiste en premier lieu dans le fait que les pales d'hélice ne sont pas coaxiales, mais déplacées parallèlement à l'axe et radialement du centre du disque. On obtient ainsi au lieu d'une chambre de retenue de la réalisation antérieure deux chambres de retenue sensiblement parallèles entre elles 641, 642, qui correspondent dans leur longueur presque au diamètre du disque rotatif 640.De manière analogue, les pales d'hélice de l'iflven- tion ont une longueur correspondant presque au diamètre du disque 64oye Tandis que le disque d'hélice-aile portante rotatif classique atteignait en vol vertical un diamètre d'environ 3,6 fois le rayon du disque, on obtient grace à 11 invention un dia- mètre d'environ 5,2 fois le rayon de ce disque. Le rapport 5,22/3,62 donne 2,086. Il s'ensuit qu'à poids égal du disque rotatif, la surface circulaire d'hélice de l'invention est environ 2,1 fois plus grand qu'un de la technique connue et par suite le disque rotatif de l'invention porte 1,28 fois plus qu'un disque de la technique connue. SimultanétentX le rapport du flux d'hélice au diamètre de résistance du disque est plus favorable que dans la technique connue. Un autre avantage de l'invention est que la rotation du disque équipé de ses pales d'hélice peut etre engendrée par des moteurs à fluide, qui peuvent être entraSnés par des pompes selon l'invention. En outre, l'allure identique du processus de déploiement et de rétraction de l'hélice grâce à des hydromoteurs 647, 648 introduits dans les courants de fluide sous pression à débit égal peut être provoqué en vue de l'entraine- ment des axes 645, 646, ce qui n'était pas garanti dans la technique antérieure. On peut disposer un ou plusieurs des disques d'hélice 2zle portante sur l'appareil. La manoeuvre de la transition du vol vertical ou vol horizontal par les pilotes est dans le cas de ces disques relativement simple, car une transition sans àcoups est possible. Mais l'inconvénient est la perte de rendement élevée du flux d'hélice par suite de la résistance du disque perpendiculaire à l'axe du flux d'air. Les équations exposées doivent par conséquent être multipliées avec un rendement de disque, de telle sorte que la force ascensionnelle réelle est diminuée notablement, cependant le rendement du disque dans le cas de l'invention est meilleur que celui de la technique antérieure. Des données empiriques d'un tel rendement de disque n'existent à peine jusqu'ici. Du point de vue rendement, le système de l'invention selon la figure 16 est plus favorable. A gauche sur la figure 16, est représentée par 496, 497 une hélice escamotable dans l'état déployé et par 486, 487 dans l'état rétracté, 496 désigne un berceau d'escamotage de l'hélice et 497 l'autre berceau de l'hélice. L'hélice est entraînée par le moteur à fluide 493. La chambre d'hélice 489 est disposée dans l'aile portante, dans laquelle l'hélice repliée vers l'avant peut être escamotée. L'entraînement 485 est disposé dans l'appareil, par exemple dans l'aile portante 480, afin de rétracter le moteur à fluide en position 482 et de placer l'hélice rabattue 486, 487 dans la chambre d'hélice à l'état rétracté.Sur les raccords du moteur 483, 484 doivent être appliquées dans cette réalisation des cana lisationa flexibles de fluide sous pression, afin que le proces sus de rétraction et de déploiement soit rendu possible. On peut disposer avantageusement la chambre d'hélice 489 entre les canalisations de fluide 463 464, 465 et 466 de la structure porteuse. 481 désigne la peau extérieure de l'aile portante. Le but d'une telle disposition est d'avoir, dans le cas du décollage vertical, plusieurs hélices supplémentaires M, qui augmentent la force ascensionnelle, mais qui ne sont plus nécessaires on vol horizontal et qui peuvent autre escamotées en vol horizontal dans une partie de l'appareil, afin de ne créer en vol horizontal aucune résistance inutile ni provoquer aucune consommation de puissance indésirable: La force ascensionnelle maximale pour des avions à grand rayon d'action, des avions intercontinentaux ou des avions cargos peut être obtenue en vol vertical gracie à la disposition selon la figure 13. Elle comporte quatre hélices escamotables selon la figure 16, cependant chaque hélice escamotable avec des rayons beaucoup plus grands.Dans cet exemple de réalisation, le rayon d'hélice escamotable peut presque avoir la longueur du fuselage de l'appareil. Les surfaces circulaires d'hélice sont élevées, de sorte qu'avec une puissance relativement faible, on peut soulever un poids d'appareil élevé avec une grande quantité de carburant à l'intérieur. Par conséquent, deux hélices escamotables sont disposées sur des moteurs à fluide pivotante à l'extrémité antérieure et postérieure du fuselage de l'appareil, que l'on peut escamoter dans deux chambres d'hélice 711 disposées dans le fuselage de l'appareil. Les chambres s'étendent sur presque toute la longueur du fuselage de l'appareil, permettant ainsi un rayon d'hélice important. La surface circulaire d'hélice de chacune de celles-ci possède donc un diamètre de près du double de la longueur du fuselage.En outre, des réservoirs allongés 707 et 708, en forme de cigare, peuvent être disposés aux extrémités des ailes, qui réduisent simultanément le tourbillon marginal des extrémités des surfaces portantes, comme des réservoirs de carburant antérieurs aux extrémités des ailes. Ces réservoirs d'aile 707, 708 contiennent les chambres d'hélice 712 et 713 en vue de la réception des hélices repliées et rétractées et des hydromoteurs en vol horizontal. Comme la disposition des hélices est déjà représentée sur la figure 16, seules sont montrées sur la figure 13 les chambres d'hélice, car il ressort de la figure 16 la manière dont les hélices et les moteurs à fluide sont associés aux chambres d'hélice. Sur la figure 13, on a représenté ainsi quatre grandes hélices réparties symétriquement sur le fuselage de l'appareil. Dans la partie antérieure 703 de l'empennage de prodondeur, les hélices 705 pour le vol horizontal peuvent être disposées qui, comme il est connu par les autres figures, sont entraînées par des moteurs à fluide. L'empennage de profondeur est désigné par 704. Cette réalisation d'avion peut assurer un vol horizontal satisfaisant avec un coefficient de résistance faible de l'appareil. Des rayons d'action très étendus, par exemple pour le vol intercontinental, sont réalisables. Egalement de très grandes forces ascensionnelles sont possibles pour le vol vertical, de sorte que l'appareil peut en outre soulever également les grandes quantités de carburant pour le vol intercontinental. Mais la réalisation de cet appareil n'est plus bon marché.Soit cette réalisation exige un entrainement du pilote très important pour la rétraction des grandes hélices, soit les hélices doivent être réalisées rétractables sans àcoups, ce qui entraSne des hélices chères. Pour le vol à courte et moyenne distance, on préfère par conséquent les réalisations éventuellement un peu moins favorables du point de vue aérodynamique selon les figures 2 et 3, car leur simplicité et leur fiabilité l'emportent sur la résistance aérodynamique éventuellement un peu plus grande par suite de quatre ailes portantes. Les ailes 701 702 portent, comme d'habitude, des ailerons 709. Dans la partie supérieure de la figure 13, on voit un support par exemple 602 selon la figure 10 ou 11. Il est fourchu en deux parties et contient dans le s branches de fourche les canalisations de fluide 801 et 802. Les extrémités des branches de fourche 602 sont réalisées sous la forme de coussinets de palier pivotant 803, dans lesquels les corps de palier 804 du moteur à fluide 805 sont disposés à pivotement. Le moteur à fluide 805 peut par conséquent pivoter dans le support 602. Les canalisations de fluide vont du support 602 à travers le corps de palier 804 dans le moteur à fluide 805 et dans le cas de la canalisation de retour sortent de celui-ci. Sur l'ar- bre du moteur à fluide est disposée la fixation d'hélice 815. A travers elle peut s'étendre le dispositif d'escamotage 806 qui, par l'intermédiaire d'articulations 808, 809 et 810, peut entre relié de façon articulée aux pales escamotables 811 et 812 de l'hélice 811, 812. Par déplacement axial du dispositif 806, les pales d'hélice 811, 812 peuvent autre rétractées sélectivement en pointe vers l'avant ou déployées radialement vers l'extérieur en une forme d'hélice habituelle. En vue de favori- ser le processus d'escamotage, les pales d'hélice 811, 812, sont disposées dans les paliers 813 et 814 de la fixation d'hélice 815. L2entratnement du dispositif 806 peut par exemple s'effectuer par télécommande électrique ou hydraulique.Egalement, ltentraSnement du pivotement du moteur à fluide 805 avec ses corps de palier 804 dans les coussinets 803 de la fourche support 602 s'effectue par télécommande électrique ou hydraulique par l'ifltermédiaire de vérins ou mieux par l'intermédiaire de moteurs et d'axes filetés avec des douilles filetées appropriées. Sur les figures 14 et 15 est représenté un autre exemple de réalisation de la fixation d'ailes portantes sur la structure porteuse. Les canalisations de fluide 463, 464, 465 et 466 sont ici disposées aux coins d'un carré, par exemple de telle sorte que les canalisations de fluide puissent être vissées directement sans coude aux raccords du moteur à fluide 461. La canalisation de fluide droite présente le grand avantage de la possibilité de nettoyage interne simple et en outre elle est bon marché, car le cintrage est supprimé. Les canalisations tubulaires de la structure porteuse sont serrées en haut et en bas par des plaques de matériau léger 467 s'étendant parallèlement à la direction de vol. Les demi-plaques en matériau léger 467A et 467B sont vissées ou rivées entre elles par une plaque 467dus de sorte que la structure porteuse est serrée solidement par les plaques 467 et la totalité des plaques 467 sont maintenues solidement sur la structure porteuse 463 à 466.La peau extérieure 468 de la surface portante 460 est fixée aux plaques pré ci- tées 467 et conserve grâce à elles la forme profilée d'aile por tante. 462 est l'hélice entraidée par le moteur à fluide 461, la figure 14 est une coupe selon la ligne 11V-liv de la figure 15. (D'autres détails sont contenus en 50 millions de mots dans la littérature pertinente du demandeur et dans ses rapports d'essai. La présente demande contient par conséquent uniquement quelques uns des exemples de réalisation. Les indications de grandeur et de puissance de quelques exemples de réalisation servent à donner au lecteur une impression des détcrlla techniques.Cependant, la citation de données techniques dans la présente demande n'a pas pour but d'éveiller l'impression que par exemple les réalisations selon les figures 2 et 3 soient seulement projetées en grandeur et en puissance, comme des exemples indiqués dans les données techniqueS. Au contraire, ont partie des différentes figures, des réalisations de différentes grandeurs et également des variantes selon l'utilisation ou la destination de l'appareil à décollage vertical concerné. Il fallait faire abstraction de la description d'effets et de parties de machines auxiliaires et d'appareils supplémentaires, afin de limiter la description à l'essentiel dans la présente demande. Un court résumé de la technique aéronautique se trouve dans le llandbook Of my Flight Technology de 600 pages précité, publié. Des machines de propulsion, des hydropompes, des hydromoteurs et des prototypes selon les figures 2 et 3 peuvent autre obtenus à titre onéreux auprès du demandeur. La littérature pertinente précitée du demandeur se trouve à la fin du manuel précité et peut également au moins partiellement être obtenue à titre onéreux). REVENDICATIONS aéronef équipé d'hélices entraînées par des moteurs à fluide, dont la position peut être modifiée en vue d'influencer le comportement de l'appareil, caractérisé en ce qu'il comporte plusieurs hélice à position variable, entritnées par des moteurs à fluide, en particulier par paires. 2) Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que la position des hélices peut être modifiée de telle sorte que l'appareil puisse décoller ou atterrir verticalement et voler ou planer horizontalement. 3) Aéronef selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les hélices sont disposées pivotantes sur l'appareil depuis une position verticale ou sensiblement verticale dans une position horizontale ou sensiblement horizontale. 4) Aéronef selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les canalisations entre les pompes engendrant les courants de fluide sous pression et les moteurs à fluide entrarnant les hélices sont constituées au moins par endroits par des tubes permettant le changement de position des hélices. 5) Aéronef selon l'une: des revendications 1 à 4 caractérisé en ce que les canalisations de fluide sous pression sont réalisées sous la forme d'une structure porteuse stabilisée par des éléments intermédiaires, qui est maintenue dans le fuselage de l'appareil et porte les moteurs à fluide avec les hélices qui leur sont associées. 6) Aéronef selon la revendication 5, caractérisé on ce que la structure porteuse précitée est formée par au moins deux tubes formant des canalisations de fluide et des nervures supplémentaires ou d'autres parties supports et, s'étendant de préférence des deux côtés à travers le fuselage de l'appareil, est disposée pivotante dans ce dernier. 7) Aéronef selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que la structure porteuse précitée se compose d'au moins trois canalisations de fluide avec des neruvres de renfort intercalées. 8) Aéronef selon l'une des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que l'appareil contient au moins deux structures porteuses s'étendant des deux c8tés à travers le fuselage de l'appareil et fixées dans celui-ci. 9) Aéronef selon l'une des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que la structure porteuse est équipée de corps de palier, qui sont placés pivotant dans des coussinets dispo- sés sur le fuselage de 1'appareil;. 10) Aéronef selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que les deux structures porteuses sont équipées d'un entratnement pivotant commun les déplaçant de façon relativement identique. 11) Appareil selon l'une des revendications 5 à 10, caractérisé en ce que des ailes portantes sont associées à la structure porteuse. 12) Aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que les ailes portantes sont fixées à la structure porteuse précitée et portées par elle. 13) Aéronef selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que les hélices sont réalisées partiellement sous la forme d'hélices escamotables et sont rétractables et déployables dans des cavités disposées dans l'appareil conjointement avec les moteurs à fluide qui leur sont associés. 14) Aéronef selon l'une des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que l'aéronef est équipé d'au moins une paire d'hélices rétractables, qui peut être rétractée dans au moins une chambre dans le fuselage de l'appareil, des ailes ou dans des éléments aux extrémités des ailes. 15) Aéronef selon l'une des revendications 1 à 14, caractérisé en ce qu'il est équipé de moteurs à fluide entraR- nant les hélices disposés pivotant sur des supports antérieurs et postérieurs, auxquels peuvent également être associés des ailes portantes. 16) Aéronef, en particulier selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est prévu au moins un disque rotatif, jouant le rôle d'aile portante, portant une hélice, dont les pales sont plus longues que le rayon du disque et sont rétractables dans celui-ci plus profondément que le rayon du disque. 17) Aéronef selon la revendication 16, caractérisé en ce que les pales d'hélice sont disposées décalées radialement par rapport au centre du disque. 18) Aéronef selon l'une des revendications 1 à 17 caractérisé en ce que les moteurs à fluide sont mis en route par des courants de fluide sous pression de même débit séparément spatialement les uns des autres. 19) Aéronef selon l'une des revendications 1 à 18, caractérisé en ce que les organes d'entrawnement et de manoeuvre pour les empennages de profondeur de l'appareil traversent la structure porteuse et les paliers pivotants desdits empennages.