Brevet FR2798359A1 — publié le 20010316

PERFECTIONNEMENTS AUX AERONEFS CONVERTIBLES A ROTORS BASCULANTS L'invention concerne des perfectionnements apportes à des aéronefs convertibles à rotors basculants, pouvant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, du type comprenant au moins un fuselage, voilure fixe com portant au moins deux ailes s'étendant latéralement de part et d'autre dudit fu selage, et, mode hélicoptère, une voilure tournante comportant au moins deux rotors, dont chacun est supporté et entraîné en rotation par l'une respec tivement de deux nacelles motrices supportées chacune par l'une respective ment des deux ailes fixes, chaque rotor étant monté basculant avec au moins une partie avant, qui supporte ledit rotor, de la nacelle correspondante, sur l'aile fixe correspondante et autour d'un axe de basculement sensiblement transversal rapport au fuselage, pour passer de Fun à l'autre du mode héli coptère et mode avion, dans lequel les rotors servent d'hélice. De manière connue, ces aéronefs convertibles peuvent fonctionner en mode ou configuration hélicoptère, en particulier pour les atterrissages et dé- collages, cours desquels les rotors tournent au-dessus des ailes fixes, au tour d'axes sensiblement verticaux pour assurer la sustentation de l'aéronef, et en mode ou configuration avion, dans lequel ou laquelle les rotors sont bascu lés par rapport aux ailes fixes pour fonctionner comme des hélices. Chaque rotor a son arbre relié par une transmission respective à un moteur respectif, la transmission et le moteur étant logés dans la nacelle correspondante supportée par l'aile fixe correspondante, un arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions, pour l'entraînement en rotation des deux rotors par l'un quelconque des deux moteurs, en cas de défaillance de l'autre moteur. US-A-5,054,716 décrit un premier exemple â"aéronef convertible de ce type, sur lequel chacun des rotors constitue, avec ses moyens de commande, le moteur correspondant et la transmission correspondante, un ensemble bas culant logé, à l'exception des pales et du moyeu du rotor, dans une nacelle montée tout entière pivotante en porte-à-faux au bout d'une aile fixe corres pondante. telle architecture présente de nombreux inconvénients, mentionnés dans demande de brevet FR 99 03735, qui décrit une autre architecture d'aéronef convertible de ce type, remédiant aux inconvénients précités, et dans laquelle chaque transmission comporte un ensemble réducteur avant, entraî nant le rotor en rotation, et un ensemble réducteur arrière, en prise avec l'ensemble réducteur avant correspondant et relié au moteur correspondant, ainsi qu'à l'arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions. Chacune des deux nacelles est articulée et comporte une partie avant, montée basculante, autour de l'axe de basculement, sur une partie arrière fixe de nacelle fixée à l'aile fixe correspondante, et dans laquelle partie arrière de nacelle sont logés le moteur correspondant et au moins en partie l'ensemble réducteur arrière de la transmission correspondante. L'ensemble réducteur avant ainsi l'arbre du rotor correspondant sont logés dans la partie avant basculante nacelle, et sont montés basculants avec ladite partie avant par rapport à ladite partie arrière et ladite aile correspondante. Quelle que soit leur architecture, avec nacelles entièrement basculantes avec les rotors, ou avec nacelles articulées dont seules les parties avant bas culent avec les rotors par rapport aux ailes fixes, les aéronefs convertibles du type précité posent, en terme de contrôle de vibrations, de nouveaux problè mes très éloignés de ceux posés par les hélicoptères. En effet, l'architecture particulière des aéronefs convertibles, avec des rotors et éventuellement des moteurs basculants en bout d'aile, rend très difficile la filtration des vibrations par interposition d'éléments anti-résonnants, comme cela est pratiqué sur les hélicopteres. contre, l'utilisation de systèmes de filtration de vibrations par réson- nateurs par générateurs d'efforts pilotés par calculateurs est connue, mais ces systèmes comportent généralement des ensembles à masses et ressorts qui tres pénalisants en poids. ailleurs, sur un aéronef convertible du type précité, le contrôle du roulis mode avion est normalement assuré par l'utilisation de surfaces orientables de commande et/ou contrôle, montées pivotantes chacune autour d'un axe sensiblement transversal à l'aéronef, le long du bord de fuite de cha- cune des ailes fixes, et ces surfaces orientables servent également à assurer l'hypersustentation de l'aéronef à faible vitesse en mode avion et la réduction de la déportance de l'aile en mode hélicoptère. Comme la commande de roulis demande une dynamique rapide, cha que aile fixe comporte un nombre relativement élevé de telles surfaces de commande et/ou contrôle le long de son bord de fuite, et ces surfaces orienta bles doivent etre commandées par un grand nombre d'actionneurs et peuvent être reliées des liaisons mécaniques complexes autorisant notamment des braquages negatifs (vers le haut) ainsi que des braquages dissymétriques de ces surfaces entre les deux ailes, tout en limitant les risques d'embarquement en roulis liés des braquages dissymétriques de ces surfaces orientables, dé nommées le terme anglais flaperon , car pouvant remplir fonctions de volet et d'aileron, et donc de gouvernes d'hypersustentation et gauchis sement. US-A-5,094,412 décrit des moyens de structure et de commande complexes de tels flaperons , également dénommés élevons pour un aéronef convertible selon US-A-5,054,716 précité. Le problème à la base de l'invention est de perfectionner les aéronefs convertibles du type précité, d'une part, sur le plan du contrôle actif des vibra tions, en évitant l'ajout de masses supplémentaires pour contrer excitations provoquées par les rotors, et, d'autre part, de faciliter le contrôle l'aéronef en roulis en mode avion. Ces perfectionnements visent à permettre de simplifier les moyens de manoeuvre et de commande pour le contrôle de l'aéronef en roulis en mode avion et, de préférence simultanément, de simplifier les moyens commande et de manceuvre remplissant les fondions d'hypersustentation et réduction de déportance. L'invention concerne également des perfectionnements apportés aux aéronefs convertibles du type précité pour leur donner la capacité d'atterrir en mode avion (sans conversion préalable de la configuration avion à la configu ration hélicoptère). Cette possibilité permet de réduire le caractère critique des mécanismes de basculement des rotors, dans la mesure où l'atterrissage reste possible, sans dommage pour l'aéronef, quelle que soit la position des rotors. Par ailleurs si une panne des deux moteurs survient en mode avion, est avantageux, notamment au plan de la sécurité, de pouvoir descendre mode avion et vol plané et d'atterrir sans avoir à basculer les rotors en mode hélicoptère avant le posé, d'où une réduction de la charge de travail de l'équipage. Cependant, la capacité d'atterrir en mode avion pour un convertible s'accompagne habituellement d'une réduction de la taille des rotors, et parfois du remplacement des rotors par des hélices, comme c'est le cas dans une troi sième architecture d'aéronef convertible dite tiltwing dans laquelle les ailes de l'aéronef pivotent totalement ou partiellement autour de l'axe de bascule- ment avec les nacelles quelles supportent. Or, la réduction de la taille des rotors entraîne des conséquences connues sur les performances d'un aéronef du type dit VTOL (Vertical Take-Off and Landing), c'est-à-dire à décollage et atterrissage à la verticale. Ces conséquences sont notamment - la dégradation des performances en vol stationnaire et à basse vitesse car l'efficacité sustentatrice d'un rotor décroît rapidement avec sa taille, ce élimine le gain apparent apporté par l'effacement des ailes sous les rotors dans les réalisations à ailes basculantes avec les nacelles et rotors, par exemple, - l'augmentation du bruit externe, liée à l'augmentation de la charge aux disques rotors (masse maximale divisée par la surface des disques rotors), et - la dégradation des capacités d'autorotation, liée à l'augmentation de la charge aux disques rotors. Le second problème à la base de l'invention est de remédier à ces in convénients par l'utilisation de rotors de relativement grande taille, dimension- nés pour optimiser les performances en stationnaire, avec une commande pas cyclique (qui n'existe en général pas sur les réalisations à ailes basculan tes) et de pas collectif pour un bon comportement de l'aéronef convertible mode hélicoptère et en cours de conversion, de tels rotors de grande taille étant basculants par rapport à des ailes fixes, pour conserver les avantages propres à ce type de voilure, notamment pour limiter la traînée en d'avancement en mode hélicoptère (pour améliorer les performances au dé- collage en cas de panne moteur) par rapport à une aile totalement ou partiel lement basculante, et ce qui permet un bon comportement en cours de conver sion. De plus, la voilure de l'aéronef convertible est aménagée pour permettre l'atterrissage en mode avion malgré la présence de rotors de relativement grande taille. l'effet de résoudre le premier problème à la base de l'invention et que presenté ci-dessus, l'aéronef convertible selon l'invention se caractérise ce chaque aile fixe est prolongée, sensiblement selon son envergure vers l'extérieur de la nacelle correspondante par rapport au fuselage, par moins portion externe de voilure, dont au moins une partie pivote autour d'un d'articulation sensiblement transversal à l'aéronef et constitue une surface de commande et/ou de contrôle orientable, dont les pivotements autour de l'axe d'articulation sont commandés par au moins un actionneur piloté. Une telle surface orientable externe (à l'extérieur d'une nacelle) peut re cevoir une commande différentielle, par rapport à la surface orientable à l'extérieur de l'autre nacelle, et fonctionner en aileron commandant le gauchis sement et permettant le contrôle de l'appareil en roulis en mode avion, avec la dynamique rapide requise, la commande de roulis assurée par les surfaces orientables externes étant ainsi découplée des fonctions d'hypersustentation et de réduction de portance pouvant être remplies, avec une dynamique plus lente, par d'autres surfaces de commande et/ou de contrôle orientables inter nes (entre les nacelles et le fuselage) sur les bords de fuite des ailes fixes. Outre le contrôle du roulis de l'aéronef en mode avion, les surfaces orientables externes, en bout d'aile, peuvent être utilisées pour effectuer un contrôle actif de vibrations, et en particulier du phénomène dit de whirl- flutter , qui est une instabilité aéroélastique provenant du bouclage entre un rotor et l'aile correspondante à haute vitesse en mode avion. Ce contrôle actif permet de réduire la raideur, et donc la masse, de chaque aile pour une vitesse maximale donnée et/ou d'augmenter la vitesse maximale de l'aéronef. surfaces orientables externes peuvent également être utilisées pour réduire taux de descente de l'aéronef en autorotation des rotors (en cas de panne des deux moteurs) en participant à la portance de l'aéronef si ces surfa ces orientables externes sont orientées dans le lit du vent. Par ailleurs, la présence de ces surfaces orientables externes a pour conséquence d'augmenter l'allongement aérodynamique des ailes, donc de réduire la trainee induite, ce qui améliore les performances en mode avion en montée, croisière et en finesse, d'où un taux de descente réduit vol sans puissance (panne de moteur). Par analogie avec la réalisation des ailerons et volets classiques, la par tie pivotante surface de commande et/ou de contrôle orientable de chaque portion externe de voilure peut être un aileron et/ou un volet pivotant de bord de fuite d'une portion d'aile externe et fixe, qui constitue ainsi le bout de l'aile fixe correspondante, au-delà de la nacelle correspondante. Mais, dans une se conde réalisation, chaque portion externe de voilure peut être une partie d'aile externe entièrement pivotante autour de l'axe d'articulation, de sorte que toute la partie de voilure à l'extérieur d'une nacelle peut être agencée comme un ai leron et/ou un volet pivotant autour de son axe d'articulation par rapport à la nacelle adjacente et à l'aile fixe correspondante. Dans leur intégration à un système anti-vibratoire actif, surfaces orientables externes, agencées en petits ailerons pilotés ou volets aérodyna miques actifs, situés en bout d'aile, génèrent des forces aérodynamiques, qui sont utilisées pour contrer les excitations provoquées par les rotors, évitant l'ajout de masses supplémentaires. Un aéronef convertible du type présenté ci-dessus est ainsi équipé d'un système anti-vibratoire auto-adaptatif basé sur les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, ou élevons externes, fonctionnant comme des ailerons pilotés et/ou des volets aérodynamiques actifs en bout d'aile, et dont l'angle de braquage, et donc l'incidence, est piloté par un calcu- lateur commandant l'actionneur de manoeuvre, afin de générer une force aéro dynamique dirigée contre la force d'excitation du rotor, et permettant ainsi de minimiser le niveau vibratoire dans le fuselage de l'aéronef, ce système anti- vibratoire étant particulièrement bien adapté au fonctionnement en mode avion. A cet effet, de manière avantageuse, l'actionneur est un vérin d'excitation, asservi en déplacement, manoeuvrant la surface de commande et/ou contrôle orientable, à l'encontre de moyens élastiques d'accord stati que dynamique, et piloté par des commandes pilotes, notamment de gau chissement, et/ou par au moins un calculateur de contrôle actif et auto adaptatif de vibrations, qui pilote le vérin à partir de signaux reçus de capteurs, notamment d'efforts et accélérométriques, disposés en des points déterminés du fuselage. Avantageusement, les moyens élastiques reprennent les efforts stati ques de ladite surface orientable, et, en dynamique, leur raideur est couplée l'inertie l'ensemble en déplacement comprenant au moins ladite surface orientable ledit vérin de sorte à créer un système résonant du deuxième dre, fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement étant ajustée sur fréquence d'excitation du vérin, ce qui permet de réduire considérable ment les efforts de commande, et donc la taille du vérin. A l'effet de résoudre le second problème à la base de l'invention et que presenté ci-dessus, l'aéronef convertible selon l'invention est tel que ailes fixes sont des ailes hautes solidarisées à la partie supérieure du fuselage, pour maintenir les nacelles et donc les rotors à une hauteur suffisante, garan tissant garde au sol minimum des rotors pour permettre un atterrissage en mode avion, cette garde au sol étant augmentée et/ou le diamètre des rotors étant augmenté si les ailes hautes sont surélevées par rapport à la partie supé rieure du fuselage. Mais, avantageusement de plus, les ailes fixes et hautes présentent un dièdre vers le haut (dièdre positif), entre le fuselage et les nacelles, ce qui, si- multanement, permet d'augmenter encore la garde au sol et/ou le diamètre des rotors permet de limiter la pénalité en traînée due à la position surélevée des ailes fixes au-dessus du fuselage. ailes fixes surélevées par rapport au fuselage et avec un dièdre vers améliorent incontestablement la capacité d'atterrissage avec les rotors en mode avion. A l'extérieur des nacelles, les portions externes de voilure comportant les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, ou agen- cees en de telles surfaces orientables externes, peuvent également présenter dièdre positif (vers le haut) ou nul (être sensiblement horizontales), mais, avantageusement, pour compenser au moins partiellement les éventuels effets aérodynamiques désavantageux du dièdre positif des ailes fixes, les portions externes de voilure peuvent présenter un dièdre négatif (vers le bas), sorte que la voilure fixe de l'aéronef est sensiblement en ailes de mouette. II est à noter que les caractéristiques relatives aux ailes fixes hautes, su rélevées, présentant un dièdre vers le haut et éventuellement prolongées, à l'extérieur des nacelles, par des portions externes de voilure avec dièdre positif, nul ou négatif, peuvent être utilisées sur un aéronef convertible du type présenté ci-dessus indépendamment des autres caractéristiques présentées ci- dessus et relatives à la structure, la disposition, la manoeuvre et la commande des surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes de l'aéronef convertible, et inversement. En effet, de telles surfaces orientables externes peuvent équiper les bouts dalles d'une voilure fixe d'aéronef convertible dont les ailes fixes ne sont pas des ailes hautes ni surélevées ni en dièdre positif. L'invention sera mieux comprise, et d'autres caractéristiques et avanta ges de l'invention ressortiront de la description donnée ci-dessous, à titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels - les figures 1, 2 et 3 sont des vues schématiques respectivement en élévation latérale, de face et en plan d'un premier exemple d'aéronef converti- ble équipé dune voilure fixe en ailes de mouette et de portions externes de voilure agencées en parties dalles externes entièrement pivotantes autour d'axes darticulation, et constituant donc des élevons fonctionnant comme des ailerons pilotés et/ou comme des volets aérodynamiques actifs, - la figure 4 est une vue schématique partielle en plan d'un second exemple de réalisation, en mode avion, - figure 5 est une vue schématique en coupe de la surface orientable externe l'exemple de la figure 4 et de ses moyens de manoeuvre et de commande, et - la figure 6 est une variante de la réalisation de la figure 4. L'aéronef convertible 1 des figures 1 à 3 comprend un fuselage 2, du type fuselage d'avion, avec un poste de pilotage 3 à l'avant et un empennage en T 4 à l'arrière, et deux ailes fixes et hautes 5, dans cet exemple à flèche nulle et corde constante (rectangulaire en plan), s'étendant de manière conventionnelle, latéralement de chaque côté du fuselage 2, chaque aile fixe 5 supportant, sensiblement à son extrémité externe selon son envergure, du côté opposé fuselage 2, une nacelle motrice 6 articulée, fixée sa partie ar rière 7 l'aile 5 correspondante. En variante, l'empennage peut avoir une autre configuration géométrique, par exemple en croix, ou V , ou bi- dérive. Chaque nacelle 6 comporte une partie avant 8, aérodynamiquement profilée, sensiblement en forme d'ogive, et montée basculante, rapport à la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6, et donc par rapport à aile 5 corres pondante, autour d'un axe de basculement X-X, qui est transversal au fuselage 2, et plus particulièrement perpendiculaire au plan longitudinal de symétrie passant par l'axe longitudinal A-A de l'aéronef 1. Dans cette configuration aérodynamique de l'aéronef, l'axe de bascule- ment X-X est parallèle au plan perpendiculaire à l'axe longitudinal A-A de l'aéronef 1 et contenant les lignes droites passant par les foyers aérodynami ques des ailes 5, l'axe de basculement X-X étant légèrement en arrière des li gnes des foyers situées à une distance du bord d'attaque des ailes 5 qui est d'environ 25 % de la valeur de la corde des ailes 5, en direction de leur bord de fuite. Dans la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6, un rotor, par exemple à quatre pales et schématisé par le disque rotor 9, est monté en rota tion autour de son axe et également basculant autour de l'axe X-X avec la par tie avant de nacelle 8 correspondante, chaque rotor 9 ayant un arbre relié, pour son entraînement en rotation, par une transmission à un groupe turbomoteur fixé dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6 correspondante, selon un agen cement plus précisément décrit dans FR 99 03735, auquel on se reportera pour davantage de précisions à ce sujet. Pour assurer l'entraînement des deux rotors 9 lorsque l'un quelconque des groupes turbomoteur est défaillant, et quelle que soit l'inclinaison des ro tors 9 et des parties avant basculantes 8 nacelles 6 autour de l'axe de basculement X-X, les deux transmissions sont reliées l'une à l'autre par un ar bre d'interconnexion, schématisé en 10 sur figure 3. On se reportera égale ment à FR 99 03735 pour des précisions les différentes connexions possi bles de l'arbre d'interconnexion 10 aux deux transmissions des rotors 9. L'arbre 10 est essentiellement constitué de deux parties rectilignes, s'étendant cha cune entre le fuselage 2 et l'une respectivement des nacelles 6, sur toute l'envergure de l'aile fixe 5 correspondante, cette partie dartre 10 étant sensi blement parallèle au plan perpendiculaire à l'axe longitudinal A-A et passant par l'axe de basculement X-X, mais décalé rapport à ce plan, par exemple vers l'arrière des ailes 5 (voir figure 3), les parties rectilignes de l'arbre d'interconnexion 10 étant accouplées l'une à autre, sur le dessus du fuselage 2 , et à un boîtier dentraînement d'accessoires logé dans un caisson de suré- lèvation 11 par lequel les ailes fixes et hautes 5 sont solidarisées à la partie supérieure du fuselage 2, en étant surélevées rapport à ce fuselage 2. Pour que chaque rotor 9, basculant avec partie avant basculante 8 de la nacelle 6 correspondante, puisse être entraîné en rotation autour de son axe par le groupe turbomoteur logé dans la partie arrière fixe 7 de cette nacelle 6 ou par l'arbre dinterconnexion 10 entraîné à partir de l'autre groupe turbo moteur logé dans la nacelle 6 de l'autre aile 5, chaque transmission, qui com porte une roue libre pour neutraliser les différences de régime de rotation des moteurs, comporte une partie avant de transmission ou ensemble réducteur avant, qui entraîne l'arbre du rotor 9 et est monté(e) basculant avec lui autour de l'axe de basculement X-X, à l'intérieur la partie avant basculante 8 de la nacelle 6, l'ensemble réducteur avant restant en permanence en prise avec une partie arrière de la transmission ou ensemble réducteur arrière non bas culant, en permanence en prise avec prise de mouvement à l'extrémité correspondante de l'arbre d'interconnexion 10 et avec un arbre sortie du groupe turbomoteur correspondant. L'ensemble réducteur arrière bascu lant occupe une position fixe par rapport au groupe turbomoteur à la partie arrière de la nacelle 6 correspondante, à l'arbre d'interconnexion 0, et donc aux ailes 5, et est partiellement logé dans la partie arrière fixe 7 de nacelle 6 et éventuellement dans l'un au moins des raccords aérodynamiquement profi lés ou karman de liaison entre la partie de nacelle arrière fixe et l'aile 5 correspondante. L'aéronef convertible 1 est ainsi équipé de deux rotors basculants, pou vant chacun être basculé entre une configuration hélicoptère, dans laquelle les rotors sont repérés en 9 sur des parties avant de nacelle repérées en 8', et dans laquelle chaque rotor 9 est entraîné autour d'un axe de rotation sensi blement vertical, pour le fonctionnement de l'aéronef en mode hélicoptère, et une configuration avion, dans laquelle chaque rotor repéré en 9 (sur les figures 1 à 3) a l'avant dune partie avant de nacelle repérée en 8 se comporte comme une hélice entraînée en rotation autour d'un axe sensiblement aligné avec la direction du vol, pour le fonctionnement de l'aéronef en mode avion. De manière pratique, la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6 bascule par une portion arrière centrale entre deux extensions laterales avant de la partie arrière fixe 7 de cette nacelle 6, comme décrit dans FR 03956. Pour une bonne alimentation en air du moteur, fixé dans partie ar rière fixe 7, cette dernière présente une prise d'air inférieure 2, fixe et s'ouvrant vers l'avant sous la partie avant basculante 8 de la nacelle Les ailes fixes 5, surélevées en 11 sur le fuselage 2, présentent de plus un dièdre positif (voir figure 2), c'est-à-dire que chacune d'elles est relevée vers le haut, par rapport à leur liaison surélevée 11 au fuselage 2, du coté de son extrémité supportant la nacelle 6. Les nacelles 6, et donc les rotors sont ain si surélevé(e)s par rapport au sol de sorte qu'il subsiste une garde sol suffi sante entre les rotors 9 et le sol, même lorsque les rotors 9 sont de relative ment grand diamètre, pour permettre à l'aéronef 1 d'atterrir avec les rotors 9 en configuration avion, en particulier en cas de panne des deux moteurs, les ro tors 9 étant alors en autorotation, débrayés des moteurs, mais l'atterrissage de l'aéronef en mode avion est également possible avec des rotors 9 entraînes par les moteurs ou à l'arrêt. adoption d'ailes 5 surélevées avec un dièdre positif permet donc l'atterrissage de l'aéronef 1 sans dommage, quelle que soit la position des tors 9, cette possibilité réduit la criticité des systèmes de basculement des rotors 9. En cas de panne des deux moteurs en mode avion, l'aéronef peut descendre en vol plané et atterrir sans avoir à basculer les rotors 9 en mode hélicoptere avant l'atterrissage. noter que l'espace dégagé dans le caisson de rehaussement 11 dessus fuselage 2 pour rehausser les ailes 5 permet de loger des accessoi res supplementaires, tels qu'alternateurs, pompes hydrauliques, etc ..., entrai nés par boîte de transmission intermédiaire qui est logée dans ce caisson rehaussement 11 et assure l'interconnexion des deux parties de l'arbre d'interconnexion 10. Ceci simple l'intégration du moteur et de la partie arrière de transmission dans chaque nacelle 6 et permet de réduire la taille des celles dièdre positif des ailes 5 permet non seulement de surélever suffi samment les rotors 9 pour rendre possible un atterrissage en mode avion, mais également d'utiliser des rotors 9 d'une taille suffisamment grande pour être di- mensionnés afin d'optimiser les performances en vol stationnaire, avec com mande pas cyclique et collectif pour un bon comportement en mode héli coptère en conversion de l'un à l'autre des deux modes avion et hélicoptère. En outre, la pénalité en traînée, due à la présence du caisson de re haussement 11 permettant la position surélevée des ailes 5 au-dessus du fu selage 2, est limitée par l'utilisation d'ailes 5 avec un dièdre positif. avantages découlant d'ailes 5 en dièdre positif s'ajoutent à ceux procures par des ailes fixes, à savoir la limitation de la traînée en d'avancement en mode hélicoptère par rapport à une aile partiellement ou talement basculante, et l'obtention d'un bon comportement en cours de conversion, car les ailes 5 ne viennent pas en décrochage. Cette limitation la traînée en vol d'avancement en mode hélicoptère permet d'améliorer performances au décollage, en cas de panne d'un moteur. Selon une autre caractéristique particulière à l'aéronef convertible 1 de l'invention, la voilure de l'aéronef 1 comporte, sensiblement dans le prolonge ment de chaque aile 5, selon son envergure et à l'exterieur de la nacelle 6 correspondante, c'est-à-dire du côté opposé au fuselage une portion externe de voilure 13,dont au moins une partie pivote autour d'un d'articulation Y-Y sensiblement transversal à l'aéronef 1, et de préférence contenu dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal A-A de l'aéronef 1, c'est-à-dire dans un plan parallele à l'axe de basculement X-X des rotors 9 avec au moins les parties avant des nacelles 6 et les parties avant des transmissions. Dans l'exemple des figures 1 à 3, chaque portion externe de voilure 13 est partie d'aile externe entièrement pivotante autour de l'axe d'articulation Y-Y. Chacune des deux parties d'aile externe 13, de forme en plan sensible ment trapézoïdale (voir figure 3), et dont les bords d'attaque et de fuite rectili gnes convergent l'un vers l'autre latéralement vers l'extérieur et sont raccordés par petit saumon 14 d'extrémité, constitue une surface de commande et/ou de contrôle qui est orientable, et les pivotements de chacune autour de son axe d'articulation Y-Y sont commandés par un actionneur, tel qu'un vérin, piloté par un calculateur pouvant être intégré aux calculateurs des commandes pilote. Ces surfaces orientables 13 remplissent les fonctions d'ailerons pilotés etlou de volets aérodynamiques actifs, situés aux extrémités des ailes 5, au-delà des nacelles 6, et constituent donc des élevons, pouvant fonctionner en gou verne de profondeur comme en gouverne de gauchissement. L'axe d'articulation Y-Y permet de contrôler l'incidence de chaque élevon 13, et son vérin manceuvre (non représenté) est asservi en déplacement et piloté en permanence par le calculateur pour commander le braquage de l'élevon 13. Commandés comme des ailerons, les élevons 13 orientables, situés à l'extérieur des nacelles 6, permettent de contrôler l'aéronef 1 en roulis en mode avion, cette commande de roulis, qui demande une dynamique rapide, étant ainsi découplée des fonctions d'hypersustentation et de réduction de portance, qui sont remplies par des surfaces de commande et/ou de contrôle orientables montées le long des bords de fuite des ailes fixes 5, entre les nacelles 6 et le fuselage 2, et qui constituent des ailerons et/ou volets internes 15, en nombre réduit, pivotant autour d' d'articulation Y'-Y également sensiblement transversaux par rapport fuselage 2, par exemple deux ailerons et/ou volets 15 par aile 5 (voir figures 2 3). II en résulte que ce nombre réduit de surfaces orientables internes 15 peut être commandé par nombre réduit d'actionneurs de dynamique lente, donc simples et économiques. De plus, la structure des surfaces orientables internes 15 peut être simplifiée, et leur nombre peut même être réduit à une surface 15 par aile 5, la nécessité d'un braquage négatif (orientation vers le haut) disparaissant de même celle d'un braquage dissymétrique entre les deux ailes 5. Dans cette variante dans ces conditions, une liaison mécanique entre les deux surfaces orientables 15 permet de couvrir simplement le risque d'un embarquement en roulis de l'aéronef 1 lié à un braquage dissymétrique des surfaces orientables 15, fonctionnant simplement comme des volets, mais pouvant également, d'une manière plus générale, fonctionner comme des éle vons. En plus du contrôle du roulis de l'aéronef 1 en mode avion, les surfaces orientables externes 13 élevons externes 13) peuvent être utilisées comme des volets aérodynamiques actifs, pour faire du contrôle actif du phénomène dit de whirl-flutter , qui essentiellement une instabilité aéroélastique prove nant du couplage entre rotors 9 et les ailes 5 à haute vitesse en mode avion. Ce contrôle actif, plus précisément décrit ci-dessous en référence aux figures 4 et 5, consiste ' développer des forces aérodynamiques sur les éle vons 13 pour contrer les excitations provoquées par les rotors 9 notamment, le vérin de manoeuvre de chaque élevon 13 pilotant en permanence les oscilla tions d'incidence de ce dernier, génératrices d'efforts aérodynamiques, en re cevant les ordres du calculateur asservissant le vérin en déplacement et cal culant ces ordres de commande à partir, par exemple, de signaux provenant de capteurs accélérométriques et de capteurs d'efforts situés en des points dé terminés dans le fuselage 2 et/ou sur les rotors 9. Chaque élevon externe 13 peut être piloté en incidence autour de son axe d'articulation Y-Y, à l'encontre de moyens élastiques, rappellent l'élevon 13 en position neutre, en l'absence de sollicitation de part du vérin de manoeuvre, ces moyens élasti- ques ayant en outre deux fonctions, qui sont de reprendre les efforts statiques l'élevon 13, de façon à soulager le vérin de manosuvre correspondant, et 'en dynamique la raideur des moyens élastiques, couplée à l'inertie des piè ces en mouvement (essentiellement l'élevon 13 et son vérin de manoeuvre) créé un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance des pieces en mouvement étant ajustée sur la fréquence d'excitation, ce qui permet réduire considérablement les efforts de commande et donc la taille du vérin man#uvre. On réalise ainsi un système anti-vibratoire actif, et auto-adaptatif, basé l'injection d'efforts aérodynamiques supplémentaires, introduits la commande des élevons externes 13, pour minimiser les vibrations dans fu selage 2. L'utilisation des élevons externes 13 en contrôle actif de K whiri-flutter permet donc de réduire la raideur, et donc la masse, des ailes 5 pour vi tesse maximale donnée, et/ou d'augmenter cette vitesse maximale de l'aéronef 1. Les élevons externes 13 permettent également, lorsqu'ils sont pilotés comme des volets, et en cas de panne des deux moteurs, de réduire les taux de descente de l'aéronef, en autorotation des deux rotors 9, en participant à la portance de l'aéronef 1 en mode avion, si les élevons 13 sont orientés dans le lit du vent. Enfin, par leur présence sensiblement en bout des ailes 5, les élevons 13 augmentent l'allongement aérodynamique de la voilure, ce qui réduit la traî née induite et améliore donc les performances en mode avion en montee en croisière et en finesse (de sorte que le taux de descente est réduit en sans puissance). Comme représenté sur la figure 2, les portions externes de voilure 13 présentent un léger dièdre négatif (vers le bas), qui est accentué au niveau de leur saumon 14, donc dans le sens opposé du dièdre des ailes 5, pour penser les éventuels effets de ce dièdre positif des ailes 5. On comprend également que l'utilisation de nacelles 6 partiellement basculantes (à moteur et partie arrière de transmission logés dans la partie ar- riere fixe 7 de nacelle et rotor 9 basculant avec la partie avant de transmission la partie avant 8 de la nacelle 6), permet une intégration structurale simple portions externes 13 de voilure sur les nacelles 6. En variante, les portions externes de voilure 13 peuvent présenter un dièdre nul (être sensiblement horizontales) ou également un dièdre positif, sensiblement dans le prolongement de celui des ailes 5, mais de préférence on donne à ces surfaces externes 13 de voilure un léger dièdre négatif (voir figure donnant à la voilure principale l'aspect d'ailes de mouette. Dans la variante schématique et partiellement représentée sur la figure on retrouve chaque aile fixe 5' fixée en position haute et surélevée avec un dièdre positif sur la partie supérieure du fuselage 2, et dans cet exemple forme en plan en trapèze rectangle avec un bord d'attaque 16 à flèche nulle bord de fuite 17 à flèche négative et équipé de deux élevons internes 15, supporte à son extrémité externe une nacelle 6, dont au moins la partie avant 8 bascule avec un rotor 9. Un élevon externe 13', de forme en plan trapèze rectangle dont les bords d'attaque et de fuite prolongent sensiblement respectivement 16 et 17 de l'aile 5', est monté pivotant dans son ensem ble, à l'extérieur de la nacelle 6 autour de son axe d'articulation Y-Y. Dans cette variante, taxe d'articulation Y'-Y des élevons internes 15 est incliné sur le plan transversal à l'aéronef passant par l'axe d'articulation Y-Y de l'élevon ex terne 13', alors que dans l'exemple des figures 1 à 3, les axes d'articulation Y'- Y des élevons internes 15 et ceux Y-Y des élevons externes 13 sont dans des plans transversaux parallèles. La figure 5 représente schématiquement la commande de l'orientation de chaque élevon externe 13' de la figure 4 autour de son axe d'articulation Y- Y. Pour réaliser un système anti-vibratoire auto-adaptatif basé sur les élevons externes 13', rangle de braquage de chaque élevon externe 13' est piloté un calculateur 18 recevant en 19 des signaux provenant d'accéléromètres de capteurs d'efforts disposés en des endroits déterminés du fuselage 2 et rotors 9 de l'aéronef. Le calculateur 18 pilote un vérin d'excitation 20, qui vérin linéaire, asservi en déplacement, dont le cylindre 21 prend appui point fixe 22 de la partie arrière fixe 7, par exemple, de la nacelle 6 voisine, sur un point fixe 22 de l'aile 5', tandis que le piston et la tige 23 du vérin 20 en trament un petit levier 24 solidaire de l'élevon 13', en rotation autour de l'axe d'articulation Y-Y, et à l'encontre d'un ressort 25 d'accords statique et dynami- sollicitant également le levier 24 par une extrémité et prenant appui par autre extrémité sur un autre point fixe 26 de la structure de la nacelle 6 voisine ou de l'aile 5'. Les déplacements linéaires alternatifs de la tige de vérin schématisés par une double flèche sous le vérin 20, sont ainsi transformés rotations alternatives de l'élevon 13' autour de son axe d'articulation Y-Y, selon la double flèche courbe à l'avant de cet élevon 13' sur la figure 5. Ainsi, le pilotage de l'angle de braquage de l'élevon externe 13', grâce au calculateur 18 et au vérin 20, permet de générer des forces aérodynamiques dirigées contre les forces d'excitation des rotors 9. On peut ainsi minimiser le niveau vibratoire dans le fuselage de l'aéronef en mode avion. Schématiquement, les excitations des rotors 9 sont contrées par la portance sur les élevons externes ou 13 de l'exemple des figures 1 à 3. Comme indiqué ci-dessus, le ressort reprend les efforts statiques de l'élevon 13' de façon à soulager le vérin en dynamique, sa raideur couplée à l'inertie de l'ensemble en déplacement comportant principalement l'élevon 13' avec son levier 24 et le vérin 20 créé système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance de cet semble en déplacement étant ajustée sur la fréquence dexcitation du vérin ce permet de réduire les efforts de commande délivrés par le vérin 20, donc puissance et l'encombrement de ce dernier. Ainsi, à titre dexemple, un élevon externe tel que 13 ou 13', mais forme plan sensiblement rectangulaire, d'une corde de 0,56 m et d'une vergure de 0,25 m, et piloté avec une amplitude d'angle de braquage de + 5 , suffit pour agir contre une force dexcitation de 1000 N, à la vitesse maximale de l'aéronef en mode avion denviron 150 mis, la masse estimée par élevon étant denviron 2 kg. Pour produire une bonne influence sur l'évolution du niveau vibratoire aux forces dynamiques, les élevons externes 13 ou 13' sont réalisés de sorte que leur centre de gravité soit en avant de leur centre de rotation, sur l' d'articulation Y-Y, le centre de rotation étant lui-même positionné sur leur foyer aérodynamique, pour éviter les moments dûs à la force aerodynamique. Ceci permet de minimiser les efforts de pilotage. Chaque portion externe de voilure, à l'extérieur des nacelles 6, peut ne être totalement une surface orientable, mais peut contraire, comme schématiquement représenté sur la figure 6, qui représente une variante de la figure 4, être une portion externe de voilure 27 dont une partie avant, le long de bord d'attaque, est une portion d'aile externe 28 fixe, à l'arrière de laquelle partie orientable 29 est montée pivotante autour de l'axe d'articulation Y-Y, et constitue la surface de commande et/ou de contrôle orientable fonctionnant comme un aileron et/ou comme un volet, et donc analogue à l'élevon 13 ou 13' exemples précédents. Dans les exemples des figures 1 à 3, 4 et 6, les élevons externes 13, 3', 29, introduisent dans la structure fixe des nacelles 6 ou ailes fixes 5 ou des efforts tranchants et moments de flexion, mais pas peu de moments torsion, lorsque leur axe d'articulation Y-Y passe sensiblement par le centre torsion des ailes fixes 5 ou 5'. En décalant l'axe d'articulation Y-Y des élevons 13, 13', 29 vers l'avant l'arrière par rapport au centre de torsion des ailes fixes ou 5', les élevons peuvent de plus introduire dans la structure des ailes 5 ou des moments de torsion éventuellement nécessaires dans le cas de manifestation du phéno- mene de whirl-flutter , et pour contrer ce phénomène. On peut ainsi équiper les aéronefs convertibles de systèmes anti- vibratoires actifs et auto-adaptatifs, offrant des capacités âadaptation optimale vol en mode avion, quelles que soient les conditions de masse, de centrage, de dispersion de structure et de régime de rotation. En effet, à partir des si- gnaux provenant des capteurs d'accélération et/ou d'efforts dans le fuselage 2 sur les rotors 9, un ou plusieurs calculateurs tels que 18 élaborent) une cornrvnde pilotant des vérins tels que 20 qui manoeuvrent les élevons exter- tels que 13, 13' ou 29, qui génèrent des efforts aérodynamiques destinés à contrer les vibrations. Les efforts délivrés par les élevons, manoeuvrés par les vérins, sont ajustés en permanence en fonction du niveau vibratoire, de telle sorte que celui-ci soit minimal au sens d'un critère donné, par exemple un critère de moindre-carrés ou autre. Bien entendu, l'invention présentée ci-dessus n'est pas limitée aux aé ronefs convertibles ' nacelles motrices articulées, comme décrit dans FR 99 03735 et FR 03956, mais s'applique également aux aéronefs conver tibles à nacelles motrices totalement basculantes avec les rotors, comme décrit dans US-5,054,716. REVENDICATIONS 1. Aeronef convertible à rotors basculants, pouvant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, et comprenant au moins un fuselage (2), une voilure fixe comportant au moins deux ailes (5) s'étendant latéralement de part d'autre dudit fuselage (2), et, en mode hélicoptère, une voilure tournante portant moins deux rotors (9), dont chacun est supporté et entraîné en rota tion par l'une respectivement de deux nacelles (6) motrices supportées cune l'une respectivement des deux ailes fixes (5), chaque rotor (9) etant monte basculant avec au moins une partie avant (8), qui supporte ledit rotor (9), la nacelle (6) correspondante, sur l'aile fixe (5) correspondante et autour d'un axe de basculement (X-X), sensiblement transversal par rapport au fuse lage (2), pour passer de l'un à l'autre du mode hélicoptère et du mode avion, dans lequel les rotors (9) servent d'hélice, caractérisé en ce que chaque aile fixe (5) est prolongée, sensiblement selon son envergure et vers l'extérieur de la nacelle (6) correspondante par rapport au fuselage (2), par au moins une portion externe (13, 13', 27) de voilure, dont au moins une partie (13, 1 3 , 29) pivote autour dun axe d'articulation (Y sensiblement transversal à l'aéronef (1) et constitue une surface de commande etlou de contrôle orientable, dont les pivotements autour de l'axe d'articulation (Y-Y) sont commandés par au moins un actionneur piloté (20). 2. Aéronef convertible selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite portion externe (13, 13') de voilure est une partie daile externe entièrement votante autour de l'axe d'articulation (Y-Y). 3. Aéronef convertible selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite partie pivotante (29) de la portion externe de voilure (27) est un aileron et/ou un volet pivotant de bord de fuite dune portion d'aile externe et fixe (28). 4. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à caractérisé en ce que ledit actionneur est un vérin dexcitation (20), asservi déplacement, manoeuvrant ladite surface de commande et/ou de contrôle orientable (13, 13', 29), à l'encontre de moyens élastiques (25) daccords stati que et dynamique, et piloté par des commandes pilotes, notamment de gau- chissement, etlou par au moins un calculateur (18) de contrôle actif et auto- adaptatif de vibrations, qui pilote ledit vérin (20) à partir de signaux 9) reçus capteurs, notamment d'efforts et accélérométriques, disposés en moins points déterminés dudit fuselage (2). Aéronef convertible selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens élastiques ( 25) reprennent les efforts statiques de ladite surface orientable (13, 13', 29), et, en dynamique, leur raideur est couplée à inertie de l'ensemble en déplacement comprenant au moins ladite surface orientable (13, 1 29) et ledit vérin (20) de sorte à créer un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement étant ajustée la fréquence d'excitation du vérin (20). 6. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que chaque aile fixe (5) comprend au moins une surface de commande et/ou de contrôle interne (15), entre la nacelle (6) correspondante et le fuselage (2), et qui pivote autour d'un second axe d'articulation (Y'-Y) sensiblement transversal à l'aéronef (1). 7. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les ailes fixes (5) sont des ailes hautes solidarisées à la partie supérieure du fuselage (2). 8. Aéronef convertible selon la revendication 7, caractérisé en que les dites ailes hautes (5) sont surélevées (11) par rapport à la partie supérieure du fuselage (2). 9. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 7 et 8, caractérisé en ce que les ailes fixes et hautes (5) présentent un dièdre vers le haut (dièdre positif) entre le fuselage (2) et les nacelles (6). 10. Aéronef convertible selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'à l'extérieur des nacelles (6), lesdites portions externes (13) de voilure sont éga lement en dièdre vers le haut. 11. Aéronef convertible selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'à l'extérieur des nacelles (6), lesdites portions externes (13) de voilure présen tent un dièdre nul (sont sensiblement horizontales). 12. Aéronef convertible selon la revendication 9, caracterisé en ce qu'à l'extérieur nacelles (6), lesdites portions externes (13) voilure présen tent un dièdre vers le bas, de sorte que la voilure fixe de l'aeronef (1) est sen siblement ailes de mouette. 13. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que l'axe d'articulation (Y-Y) des parties pivotantes (13, 13', 29) des portions externes de voilure (13, 13', 27) est décalé vers l'avant ou vers l'arrière des centres de torsion des ailes fixes (5, 5').