Brevet FR3101329A1 — publié le 20210402

Un aéronef (10) à décollage vertical à voilure hybride fixe et multirotor comprend un fuselage (12), une voilure fixe principale (14), une voilure tournante formée d’une pluralité d’hélices (18), et des moyens de support au sol. La pluralité d’hélices est configurée pour commander l’assiette de l’aéronef en trois dimensions, assurer la sustentation de l’aéronef en phase de décollage et d’atterrissage, et assurer la propulsion de l’aéronef. La voilure fixe principale présente un allongement supérieur ou égal à 10. Les axes de rotation respectifs (30) des hélices sont orientés par rapport à la voilure fixe principale de sorte que la voilure fixe principale assure une majeure partie de l’effort de sustentation de l’aéronef en phase de croisière. L’aéronef présente ainsi des performances optimales en phase de croisière tout en étant d’encombrement limité et aisément manœuvrable. Figure pour abrégé : Figure 1 aéronef à décollage vertical à voilure hybride fixe et multirotor La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs à décollage vertical, et concerne plus particulièrement un aéronef à décollage vertical à voilure hybride fixe et multirotor, notamment un aéronef pour le transport de passagers. Les tentatives de mettre au point des aéronefs à décollage vertical ont longtemps reposé sur l’utilisation de mécanismes destinés à modifier l’orientation des groupes moteurs par rapport au fuselage de l’aéronef et sur l’utilisation de surfaces de commande mobiles destinées à accroître temporairement la portance des ailes, notamment en phase de transition entre le décollage, dans lequel la sustentation est assurée par les groupes moteurs, et la phase de croisière, dans laquelle la sustentation est assurée par les ailes. Tant les mécanismes d’orientation des moteurs que les surfaces de commande mobiles se sont révélés complexes, coûteux, et sources de pannes. D’autres projets d’aéronefs à décollage vertical, couramment dénommés « tail sitter », ont consisté en un aéronef se posant à la verticale sur son empennage arrière. De tels aéronefs présentent l’avantage de ne pas nécessiter de mécanismes de basculement de leurs groupes moteurs, mais présentent de nombreux inconvénients, notamment en termes d’accessibilité et de confort au sol et en phases de décollage et d’atterrissage. D’une manière générale, la performance aérodynamique d’un aéronef peut être maximisée en maximisant la finesse, c'est-à-dire le rapport entre la portance et la traînée. Cela peut être fait en augmentant l’allongement (paramètre qui traduit le rapport entre l’envergure et la surface portante). Ainsi, réduire la surface portante à iso envergure permet d’augmenter la finesse. Pour un aéronef conventionnel, la surface portante est déterminée par les performances souhaitées au décollage et à l’atterrissage qui dépendent essentiellement de la vitesse au décollage et à l’atterrissage, et du coefficient de portance de la voilure. La vitesse au décollage et à l’atterrissage influe sur la sécurité de l’aéronef et peut être limitée par la réglementation, en particulier pour les aéronefs ultralégers. De plus, même si le coefficient de portance de la voilure est généralement accru temporairement au moyen de surfaces de commande mobiles, ces dernières ont un fort impact sur le poids, la complexité et le coût de la voilure. De plus, les possibilités d’augmenter la portance au décollage sont limitées, notamment à cause du fait que la portance est proportionnelle au carré de la vitesse, et du fait de la différence entre les vitesses de décollage et les vitesses de croisière, en particulier pour des aéronefs de type ULM rapides, dont la vitesse au décollage est limitée à 65 km/h et la vitesse de croisière peut aller jusqu’à 270 km/h. Au final, la surface portante des aéronefs conventionnels est considérablement supérieure à ce qui est nécessaire pour la seule phase de croisière, et les performances aérodynamiques globales d’un tel aéronef s‘en trouvent dégradées. L’invention a notamment pour objet un aéronef à décollage vertical présentant de bonnes performances aérodynamiques, des modalités d’accès aisé, et un faible encombrement, notamment en vue d’applications au transport urbain et périurbain de passagers, par exemple pour des missions de taxi, tout en évitant autant que possible les inconvénients précités de l’art antérieur. L’invention propose à cet effet un Aéronef à décollage vertical à voilure hybride fixe et multirotor, comprenant un fuselage, une voilure fixe principale, une voilure tournante formée d’une pluralité d’hélices présentant des axes de rotation respectifs d’orientation fixe par rapport au fuselage s’étendant parallèlement les uns aux autres ou formant entre eux des angles inférieurs à 15 degrés, et des moyens de support au sol, dans lequel la pluralité d’hélices est configurée pour commander l’assiette de l’aéronef en trois dimensions, assurer au moins une partie majoritaire de l’effort de sustentation de l’aéronef en phase de décollage et en phase d’atterrissage, et assurer la propulsion de l’aéronef, dans lequel la voilure fixe principale présente un allongement supérieur ou égal à 10, et dans lequel les axes de rotation respectifs des hélices de la pluralité d’hélices sont orientés par rapport à la voilure fixe principale de sorte que la voilure fixe principale assure au moins une partie majoritaire de l’effort de sustentation de l’aéronef en phase de croisière. Le caractère fixe des axes de rotation respectifs des hélices par rapport au fuselage traduit l’absence de mécanisme de basculement des hélices entre les différentes phases de vol de l’aéronef. En effet, moyennant une commande individualisée de chaque hélice de la pluralité d’hélices, la pluralité d’hélices permet de commander l’assiette de l’aéronef en trois dimensions, d’assurer l’intégralité ou une majeure partie de la sustentation de l’aéronef en phase de décollage et en phase d’atterrissage, et d’assurer la propulsion de l’aéronef, tandis que la voilure fixe principale assure l’intégralité ou une majeure partie de la sustentation de l’aéronef en phase de croisière. L’allongement élevé de la voilure fixe principale permet de maximiser la finesse de celle-ci, c'est-à-dire le rapport entre la portance et la traînée. La finesse de l’aéronef dépend de la trainée du fuselage et de ses appendices et surtout de la finesse de la voilure. Cette dernière dépend de la finesse du profil isolé (rapport portance sur trainée, Cl/Cd) mais surtout des effets 3D de ce profil intégré à une voilure source de la trainée induite, dans lesquels le paramètre allongement domine. L’allongement d’une voilure étant par définition égal au carré de l’envergure de la voilure divisé par la surface portante de la voilure, l’allongement élevé de la voilure fixe principale est en outre compatible avec la charge alaire spécifiée, relativement importante, en particulier avec une surface portante relativement faible et une envergure modérée. Une telle surface portante faible est elle-même rendue possible dans le cadre de l’invention par l’utilisation de la voilure tournante en tant que moyen de sustentation pour les phases de décollage et d’atterrissage. L’aéronef présente ainsi des performances optimales en phase de croisière tout en étant d’encombrement limité et aisément manœuvrable. En examinant précisément le comportement de la trainée, l’inventeur a déterminé que pour un allongement donné, il est possible d’identifier un coefficient de portance optimum et donc qu’il est intéressant de réduire la surface portante jusqu’à un certain point, au-delà duquel les bénéfices commencent à diminuer. De plus, le fait que les axes de rotation respectifs des hélices sont sensiblement parallèles les uns aux autres permet que la voilure tournante soit mise à profit dans l’ensemble des phases de vol de l’aéronef. De préférence, l’allongement de la voilure fixe principale est supérieur ou égal à 12, plus préférentiellement supérieur ou égal à 15, et encore plus préférentiellement supérieur à 20. De préférence, l’aéronef présente une masse maximale au décollage (MTOW) supérieure ou égale à 300 kg, préférentiellement égale à 450 kg. De préférence, l’aéronef présente une charge alaire supérieure ou égale à 80 kg/m², préférentiellement supérieure à 100 kg/m², plus préférentiellement supérieure à 120 kg/m², et encore plus préférentiellement supérieur à 140 kg/m², lorsque la masse de l’aéronef est égale à sa masse maximum au décollage. De préférence, la voilure fixe principale est dépourvue de surface de commande mobile. De préférence, l’aéronef est dépourvu de toute surface de commande mobile. De préférence, la voilure fixe principale définit un plan de corde, comprenant deux lignes de corde à l’emplanture définies respectivement en deux zones de jonction entre le fuselage et, respectivement, deux demi-ailes formant la voilure fixe principale. De préférence, les axes de rotation respectifs d’au moins certaines hélices de la pluralité d’hélices s’étendent chacun en parallèle, ou selon un angle inférieur à 15 degrés, avec le plan de corde. De préférence, les moyens de support au sol sont configurés pour supporter l’aéronef au sol avec une assiette telle que les axes de rotation respectifs d’au moins certaines hélices de la pluralité d’hélices s’étendent selon un angle supérieur à 20 degrés par rapport au sol. De préférence, les moyens de support au sol sont configurés pour supporter l’aéronef au sol avec une assiette telle que le plan de corde s’étende selon un angle inférieur à 45 degrés par rapport au sol. De préférence, la pluralité d’hélices comprend des hélices montées sur la voilure fixe principale. De préférence, la pluralité d’hélices comprend au moins l’une parmi une hélice agencée au-dessus d’un centre de gravité de l’aéronef, lorsque l’aéronef est au sol, et une hélice agencée au-dessous du centre de gravité de l’aéronef, lorsque l’aéronef est au sol. De préférence, les moyens de support au sol comprennent un dispositif arrière de contact avec le sol agencé à une extrémité arrière de l’aéronef et autour duquel l’aéronef est apte à pivoter, tout en restant en contact avec le sol, en passant d’une orientation de stationnement au sol à une orientation de décollage vertical. L’invention sera mieux comprise, et d’autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : est une vue schématique en perspective d’un aéronef selon un mode de réalisation préféré de l'invention, stationné au sol ; est une vue schématique en perspective de l’aéronef de la figure 1, en phase de décollage vertical ; est une vue schématique du dessus de l’aéronef de la figure 1, en phase de décollage vertical ; est une vue schématique en perspective de l’aéronef de la figure 1, en phase de croisière ; est une vue à plus grande échelle d’une partie de la figure 4 ; est une vue schématique partielle de côté de l’aéronef de la figure 1, en phase de stationnement au sol ; est une vue schématique partielle de côté de l’aéronef de la figure 1 illustrant celui-ci au cours des phases successives de stationnement au sol, de décollage vertical, et de croisière ; est une vue schématique de côté d’un siège de l’aéronef de la figure 1 et de son environnement, illustré au cours des phases successives de stationnement au sol, de décollage vertical, et de croisière ; est une vue schématique en perspective d’un aéronef selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention, en phase de croisière. Dans l’ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS Les figures 1 à 5 illustrent un aéronef 10 à décollage vertical à voilure hybride fixe et multirotor selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Sur ces figures, le repère X, Y, Z est un repère orthonormé dans lequel la direction verticale Z est orientée selon la direction du champ de pesanteur, tandis que les directions X et Y définissent un plan horizontal, c'est-à-dire orthogonal à la direction verticale Z. L’aéronef 10 est de préférence un aéronef ultraléger, typiquement de masse maximale au décollage (MTOW pour « Maximum Take-Off Weight » ) supérieure ou égale à 300 kg, préférentiellement supérieure ou égale à 450 kg, configuré pour accueillir un faible nombre de passagers, par exemple entre un et six passagers. L’aéronef 10, illustré stationné sur le sol G sur la figure 1, comporte un fuselage 12, une voilure fixe principale 14, et une voilure tournante 16 formée d’une pluralité d’hélices 18 appartenant respectivement à une pluralité de groupes moteurs. Comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit, la voilure tournante 16 est configurée pour commander l’assiette de l’aéronef en trois dimensions moyennant une variation relative de la puissance et/ou du sens de la poussée générée par les hélices 18. L’aéronef comprend des moyens de commande des hélices 18 adaptés à cet effet. La voilure tournante 16 est en outre configurée pour assurer l’intégralité de la sustentation de l’aéronef en phase de décollage (figures 2 et 3) et en phase d’atterrissage, et pour assurer la propulsion de l’aéronef en phase de croisière (figure 4) tandis que la sustentation de l’aéronef est alors assurée par la voilure fixe principale 14. L’aéronef 10 comporte par exemple une jambe avant 20 fixe portant un dispositif avant de contact avec le sol 22, et une queue arrière 24 fixe portant un dispositif arrière de contact avec le sol 26 (figure 1). Le dispositif avant de contact avec le sol 22 et le dispositif arrière de contact avec le sol 26 forment ensemble un exemple de moyens de support au sol de l’aéronef 10. De tels moyens de support sont préférablement roulants. Le fuselage 12 présente une partie avant 12A de forme convexe, par exemple hémisphérique, qui se prolonge en une partie médiane 12B à section s’accroissant vers l’arrière, par exemple de forme sensiblement tronconique, cette dernière partie se prolongeant en une partie arrière 12C de forme effilée vers l’arrière. La voilure fixe principale 14 est formée de deux demi-ailes 28 s’étendant de part et d’autre du fuselage 12 et raccordées à ce dernier. Les deux demi-ailes 28 sont symétriques l’une de l’autre par rapport à un plan médian P1 de la voilure fixe principale 14. Ce plan médian P1 constitue également un plan médian de symétrie du fuselage 12, et plus généralement de l’aéronef 10. Il est à noter que, par commodité, la direction X du repère X, Y, Z est parallèle au plan médian P1 tandis que la direction Y est orthogonale au plan médian P1 et définit une direction latérale de l’aéronef 10. Lorsque l’aéronef est au sol, la direction verticale Z est parallèle au plan médian P1. La voilure fixe principale 14 présente un allongement supérieur à 10. Pour rappel, l’allongement de la voilure, également dénommé « aspect ratio » dans la terminologie anglo-saxonne, est égal au carré de l’envergure divisé par la surface portante de la voilure. De préférence, l’allongement de la voilure fixe principale 14 est supérieur à 12, plus préférentiellement supérieur à 15, et encore plus préférentiellement supérieur à 20. De plus, dans le mode de réalisation illustré, dans lequel l’aéronef de type ULM présente une masse maximum au décollage (MTOW) égale à 450 kg, l’aéronef présente une charge alaire supérieure à 80 kg/m², préférentiellement supérieure à 100 kg/m², plus préférentiellement supérieure à 120 kg/m², et encore plus préférentiellement supérieur à 140 kg/m², lorsque la masse de l’aéronef est égale à sa masse maximum au décollage (c'est-à-dire en condition de MTOW). Ainsi, dans l’exemple préférentiel illustré, la voilure fixe principale 14 présente une envergure S égale à 8,44 mètres (figure 3), et une surface portante égale à 3 mètres carrés, de sorte que l’allongement de la voilure fixe principale 14 est égal à 23,74, et que la charge alaire en condition de MTOW est égale à 150 kg/m². Les hélices 18 qui forment la voilure tournante 16 présentent des axes de rotation respectifs 30 d’orientation fixe par rapport au fuselage 12 s’étendant parallèlement les uns aux autres ou, plus généralement, formant entre eux des angles inférieurs à 15 degrés. Un but de l’invention est en effet d’éviter le recours à des mécanismes complexes du type utilisés dans l’art antérieur pour permettre le basculement de groupes propulseurs entre une orientation verticale pour le décollage et l’atterrissage, et une orientation horizontale pour la croisière. La pluralité d’hélices 18 comprend avantageusement des hélices 18A, 18B montées sur la voilure fixe principale 14 en étant éloignées latéralement du centre de gravité GC de l’appareil, ainsi qu’au moins une hélice additionnelle agencée à distance du centre de gravité 40 et de la voilure fixe principale 14, par exemple au moins une hélice additionnelle basse 18C agencée en dessous du centre de gravité GC, et au moins une hélice additionnelle haute 18D agencée au-dessus du centre de gravité GC (l’orientation haut/bas étant définie par référence à l’orientation adoptée par l’aéronef au sol). Une telle configuration permet une commande efficace en trois dimensions de l’assiette de l’aéronef. L’hélice additionnelle basse 18C est de préférence agencée en avant et à distance de la voilure fixe principale 14, et l’hélice additionnelle haute 18D est de préférence agencée en arrière et à distance de la voilure fixe principale 14, ce qui contribue à l’efficacité de l’aéronef lors des changements d’assiette dans le cadre des manœuvres de décollage et d’atterrissage, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Ainsi, dans le mode de réalisation des figures 1-5, la pluralité d’hélices 18 comprend deux hélices 18A, 18B montées respectivement sur les deux extrémités latérales opposées de la voilure fixe principale 14, ainsi qu’une hélice 18C montée sur la jambe avant 20, et une hélice 18D montée sur un bras arrière 32 s’étendant en saillie à partir d’une surface supérieure du fuselage 12, par exemple en étant décalé vers l’arrière par rapport à la voilure fixe principale 14. Le bras arrière 32 est par exemple situé sensiblement à mi-distance entre la voilure fixe principale 14 et la queue arrière 24 de l’aéronef. Il est à noter que les deux hélices 18A, 18B montées respectivement sur les deux extrémités latérales opposées de la voilure fixe principale 14 ne sont pas visibles sur la figure 5, pour des raisons de clarté. La voilure fixe principale 14 peut présenter un angle de dièdre ou être globalement plane. Par ailleurs, la voilure fixe principale 14 peut présenter un angle de flèche, ou non. Dans tous les cas, un plan de corde P2 est défini en tant que plan comprenant deux lignes de corde à l’emplanture, respectivement définies en deux extrémités latérales respectives 14A, 14B des demi-ailes 28 constituant la voilure fixe principale 14 par lesquelles les demi-ailes 28 sont reliées au fuselage 12 (figure 3). Une telle ligne de corde à l’emplanture est donc une ligne de corde, c'est-à-dire une droite virtuelle reliant le bord d’attaque au bord de fuite, définie au niveau d’une zone respective de jonction de la voilure fixe principale 14 au fuselage 12. Le plan de corde P2 permet ainsi de rendre compte de l’orientation globale de la voilure fixe principale 14. Par ailleurs, l'aéronef 10 présente globalement un axe longitudinal AX compris dans le plan médian P1 et défini comme étant parallèle à une direction d’avancement de l’aéronef en phase de croisière. L’axe longitudinal AX et le plan de corde P2 font entre eux un angle β par exemple égal à 3 degrés, cet angle étant par principe dépendant du profil aérodynamique de la voilure fixe principale 14. Pour permettre une propulsion efficace par les hélices 18 en phase de croisière, les axes de rotation respectifs 30 d’au moins certaines hélices de la pluralité d’hélices 18, en l’occurrence de toutes les hélices 18, sont de préférence sensiblement alignés avec la direction locale d’écoulement de l’air prévue en phase de croisière. À cet effet, ces axes de rotation respectifs 30 s’étendent chacun de préférence selon un angle θ compris entre 0 degré et 10 degrés (inclus) par rapport au plan de corde P2 (figure 5) et de préférence selon un angle ω compris entre 0 degré et 15 degrés (inclus) par rapport à l’axe longitudinal AX. Plus généralement, les axes de rotation respectifs 30 de la pluralité d’hélices 18 s’étendent parallèlement les uns aux autres, ou forment entre eux des angles inférieurs à 15 degrés. Ainsi, en phase de croisière, un réglage des puissances respectives des hélices 18 pour exercer des poussées respectives de même intensité et de même direction permet un déplacement de l’aéronef selon une direction d’avancement D sensiblement parallèle aux axes de rotation respectifs 30 des hélices 18 et sensiblement parallèle au plan de corde P2 (figures 4, 4A et 6). De plus, les moyens de support au sol 22, 26 sont configurés pour supporter l’aéronef 10 au sol avec une assiette telle que les axes de rotation respectifs 30 d’au moins certaines hélices de la pluralité d’hélices 18, en l’occurrence de toutes les hélices 18, s’étendent selon un angle Ø supérieur à 20 degrés par rapport au sol G (figure 5). Dans l’exemple illustré, l’angle Ø est égal à 45 degrés. Ainsi, lorsque l’aéronef 10 est stationné au sol (figures 1 et 5), un paramétrage approprié et individualisé des régimes et sens de fonctionnement respectifs des hélices 18 permet que la pluralité d’hélices 18 provoque un basculement de l’aéronef 10 jusque dans son orientation de décollage vertical (figures 2 et 3) dans laquelle les axes de rotation respectifs 30 des hélices 18 sont orientés sensiblement selon la direction verticale Z pour permettre aux hélices d’assurer toute la sustentation de l’aéronef 10 en phase de décollage. Dans le mode de réalisation illustré, un tel basculement peut être mis en œuvre moyennant un pivotement de l’aéronef 10 autour du dispositif arrière de contact avec le sol 26. Le dispositif arrière de contact avec le sol 26 permet ainsi de maintenir l’aéronef en contact avec le sol G pendant la manœuvre de basculement, ce qui permet notamment une stabilité optimale de l’aéronef pendant une telle manœuvre. Ce dispositif arrière de contact avec le sol 26 est de préférence un dispositif de roulage. En outre, les moyens de support au sol 22, 26 sont configurés pour supporter l’aéronef 10 au sol avec une assiette telle que le plan de corde P2 s’étende selon un angle Ω inférieur à 45 degrés par rapport au sol G (figure 5) et/ou telle que l’axe longitudinal AX de l’aéronef 10 s’étende selon un angle ψ inférieur à 40 degrés par rapport au sol G. Ainsi, l’orientation de l’aéronef au sol demeure suffisamment proche de l’orientation de l’aéronef en phase de croisière pour éviter de provoquer un inconfort des passagers au sol. Dans l’exemple illustré, l’angle Ω est égal à 30 degrés et l’angle ψ est égal à 25 degrés. À cet égard, la figure 5 permet d’apercevoir à titre illustratif un siège 34 de l’aéronef 10, comprenant par exemple une assise 34A, un dossier 34B, un appui-tête 34C, et un repose jambe 34D. Le siège 34 est orienté de sorte que son dossier 34B soit incliné vers l’arrière, par exemple à 45 degrés environ, lorsque l’aéronef 10 est au sol. Une telle orientation du siège 34 permet d’optimiser le confort d’utilisation de l’aéronef, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. L’aéronef 10 peut bien entendu comporter plusieurs sièges. Afin de limiter son inclinaison, le siège 34 est avantageusement muni d’un système limitant son basculement dans la phase de décollage (figure 7), un tel système comprenant par exemple un actionneur 40 configuré pour modifier l’inclinaison du siège 34 par rapport à une structure de plancher 42 de l’aéronef (et donc par rapport à l’axe longitudinal AX de l’aéronef). La figure 6 illustre un procédé de mise en œuvre de l’aéronef 10, comprenant successivement les étapes de : a) stationnement au sol (à gauche sur la figure 6), l’aéronef 10 reposant sur les moyens de support 22, 26, en adoptant une orientation telle que le plan de corde P2 soit orienté selon l’angle Ω par rapport au sol G et que l’axe longitudinal AX soit orienté selon l’angle ψ par rapport au sol G, et telle que les axes de rotation respectifs 30 des hélices 18 (ou de certaines des hélices 18) soient orientés selon l’angle Ø par rapport au sol G, moyennant quoi le siège 34 est incliné vers l’arrière ; b) mise en œuvre des hélices 18 de sorte que ces dernières provoquent un basculement de l’aéronef 10 jusque dans une orientation de décollage vertical, moyennant une élévation de la partie avant 12A de l’aéronef par rapport à la partie arrière 12C de ce dernier, le cas échéant moyennant un pivotement de l’aéronef 10 autour du dispositif arrière de contact avec le sol 26 ; c) décollage (au milieu sur la figure 6), au cours duquel la sustentation et la propulsion sont assurés par les hélices 18, dont les axes de rotation respectifs 30 sont orientés sensiblement selon la direction verticale Z, de manière à propulser l’aéronef 10 vers le haut ; d) mise en œuvre des hélices 18 de sorte que ces dernières provoquent un basculement progressif de l’aéronef 10 jusque dans une orientation de croisière dans laquelle le plan de corde P2 et l’axe longitudinal AX sont orientés sensiblement orthogonalement à la direction verticale Z, moyennant un abaissement de l’extrémité avant 12A de l’aéronef par rapport à l’extrémité arrière 12C de ce dernier, un tel basculement s’accompagnant d’une augmentation progressive de la vitesse linéaire de l’aéronef et donc de la portance de la voilure fixe principale ; e) vol en croisière (à droite sur la figure 6), au cours duquel l’axe longitudinal AX est orienté selon la direction d’avancement D de l’aéronef, et le plan de corde P2 et les axes de rotation respectifs 30 des hélices 18 sont sensiblement parallèles à la direction d’avancement D de l’aéronef, ou sont faiblement inclinés par rapport à la direction d’avancement D, moyennant quoi la sustentation de l’aéronef est assurée intégralement ou quasi-intégralement par la voilure fixe principale 14 tandis que la voilure tournante 16 constituée par les hélices 18 continue d’assurer la propulsion de l’aéronef. Le procédé de mise en œuvre de l’aéronef 10 peut en outre comprendre des étapes de : f) mise en œuvre des hélices 18 de sorte que ces dernières provoquent un basculement de l’aéronef 10 jusque dans une orientation d’atterrissage vertical semblable à l’orientation de décollage vertical, moyennant un abaissement de la partie arrière 12C de l’aéronef par rapport à la partie avant 12A de ce dernier ; g) atterrissage, au cours duquel la sustentation est assurée par les hélices 18, dont les axes de rotation respectifs 30 sont orientés sensiblement selon la direction verticale Z, de telle sorte que l’aéronef se rapproche progressivement du sol G jusqu’à entrer en contact avec ce dernier par l’intermédiaire des moyens de support au sol, le cas échéant par l’intermédiaire du dispositif arrière de contact avec le sol 26 ; h) mise en œuvre des hélices 18 de sorte que ces dernières provoquent un basculement de l’aéronef 10 jusque dans son orientation de stationnement, moyennant un abaissement de la partie avant 12A de l’aéronef par rapport à la partie arrière 12C de ce dernier, le cas échéant moyennant un pivotement de l’aéronef 10 autour du dispositif arrière de contact avec le sol 26 jusqu’à ce que le dispositif avant de contact avec le sol 22 entre en contact avec le sol G. Comme cela apparaît sur les figures 6 et 7, le siège 34 adopte une position d’assise confortable et naturelle en phase de croisière (à droite sur les figures), ainsi que la position inclinée vers l’arrière limitant l’inconfort en phase de stationnement au sol (à gauche sur les figures). Il n’y a que pendant les phases de décollage et d’atterrissage (au milieu sur les figures), qui sont en principe les phases qui durent le moins de temps, que le siège 34 adopte une position couchée, éventuellement moins confortable pour son occupant. En référence à la figure 7, le siège 34 est monté pivotant autour d’un axe 44 positionné sous l’assise 34A de celui-ci et est sollicité par l’actionneur 40 de manière à limiter le basculement arrière du siège pendant le décollage et l’atterrissage. Ainsi, dans un mode de réalisation, l’actionneur 40 est configuré pour permettre une rotation du siège de 40 degrés vers l’avant au cours du décollage, ce qui permet sensiblement d’éliminer la sensation de basculement vers l’arrière du point de vue d’un passager. D’une manière générale, l’allongement élevé de la voilure fixe principale 14 permet de maximiser la finesse de celle-ci tout en autorisant la charge alaire relativement importante, et en particulier la surface portante relativement faible et l’envergure modérée, de la voilure fixe principale 14. L’aéronef 10 présente ainsi des performances optimales en phase de croisière tout en étant d’encombrement limité, et aisément manœuvrable au moyen de la voilure tournante 16. Par ailleurs, comme cela ressort de ce qui précède, l’aéronef 10 permet de mettre à profit la voilure tournante 16 dans toutes les phases de vol. La figure 8 illustre un autre mode de réalisation de l’invention, qui diffère du mode de réalisation des figures 1-7 par le nombre accru d’hélices 18. En effet, dans cet autre mode de réalisation, la pluralité d’hélices 18 comprend quatre hélices 18A, 18B montées respectivement sur les deux demi-ailes 28 de la voilure fixe principale 14, ainsi que deux hélice 18C montées respectivement sur deux jambes avant fixes 20A, 20B, et deux hélice 18D montées par exemple sur deux extrémités latérales d’un plan horizontal 36 agencé à l’extrémité du bras arrière 32 et formant avec ce dernier un empennage arrière en T. Dans d’autres modes de réalisation, l’aéronef comporte un empennage arrière en V à l’extrémité des branches duquel sont disposées deux hélices respectivement. Dans cette configuration l’utilisation d’hélices tournant dans le sens horaire pour l’aile droite et anti horaire pour l’aile gauche permet en plus de contrer les effets des tourbillons marginaux présents sur une aile en croisière et d’en améliorer encore la performance. Dans une autre variante, la jambe avant 20, les demi-ailes 28, et le bras arrière 32 comportent chacun quatre hélices. Aéronef (10) à décollage vertical à voilure hybride fixe et multirotor, comprenant un fuselage (12), une voilure fixe principale (14), une voilure tournante (16) formée d’une pluralité d’hélices (18) présentant des axes de rotation respectifs (30) d’orientation fixe par rapport au fuselage s’étendant parallèlement les uns aux autres ou formant entre eux des angles inférieurs à 15 degrés, et des moyens de support au sol (22, 26), dans lequel la pluralité d’hélices (18) est configurée pour commander l’assiette de l’aéronef en trois dimensions, assurer au moins une partie majoritaire de l’effort de sustentation de l’aéronef en phase de décollage et en phase d’atterrissage, et assurer la propulsion de l’aéronef, dans lequel la voilure fixe principale (14) présente un allongement supérieur ou égal à 10, et dans lequel les axes de rotation respectifs (30) des hélices (18) de la pluralité d’hélices sont orientés par rapport à la voilure fixe principale (14) de sorte que la voilure fixe principale (14) assure au moins une partie majoritaire de l’effort de sustentation de l’aéronef en phase de croisière. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel l’allongement de la voilure fixe principale (14) est supérieur ou égal à 12, plus préférentiellement supérieur ou égal à 15, et encore plus préférentiellement supérieur à 20. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, présentant une masse maximale au décollage (MTOW) supérieure ou égale à 300 kg, préférentiellement égale à 450 kg. Aéronef selon la revendication 3, présentant une charge alaire supérieure ou égale à 80 kg/m², préférentiellement supérieure à 100 kg/m², plus préférentiellement supérieure à 120 kg/m², et encore plus préférentiellement supérieur à 140 kg/m², lorsque la masse de l’aéronef est égale à sa masse maximum au décollage. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la voilure fixe principale (14) est dépourvue de surface de commande mobile. Aéronef selon la revendication 5, l’aéronef étant dépourvu de toute surface de commande mobile. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la voilure fixe principale (14) définit un plan de corde (P2), comprenant deux lignes de corde à l’emplanture définies respectivement en deux zones de jonction entre le fuselage (12) et, respectivement, deux demi-ailes (28) formant la voilure fixe principale (14). Aéronef selon la revendication 7, dans lequel les axes de rotation respectifs (30) d’au moins certaines hélices (18) de la pluralité d’hélices s’étendent chacun en parallèle, ou selon un angle (θ) inférieur à 15 degrés, avec le plan de corde (P2). Aéronef selon la revendication 7 ou 8, dans lequel les moyens de support au sol (22, 26) sont configurés pour supporter l’aéronef au sol avec une assiette telle que les axes de rotation respectifs (30) d’au moins certaines hélices de la pluralité d’hélices s’étendent selon un angle (Ø) supérieur à 20 degrés par rapport au sol. Aéronef selon la revendication 9, dans lequel les moyens de support au sol (22, 26) sont configurés pour supporter l’aéronef au sol avec une assiette telle que le plan de corde (P2) s’étende selon un angle (Ω) inférieur à 45 degrés par rapport au sol. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la pluralité d’hélices (18) comprend des hélices (18A, 18B) montées sur la voilure fixe principale (14). Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel la pluralité d’hélices (18) comprend au moins l’une parmi une hélice (18C) agencée au-dessus d’un centre de gravité (GC) de l’aéronef, lorsque l’aéronef est au sol, et une hélice (18D) agencée au-dessous du centre de gravité (GC) de l’aéronef, lorsque l’aéronef est au sol. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, dans lequel les moyens de support au sol comprennent un dispositif arrière de contact avec le sol (26) agencé à une extrémité arrière de l’aéronef et autour duquel l’aéronef est apte à pivoter, tout en restant en contact avec le sol, en passant d’une orientation de stationnement au sol à une orientation de décollage vertical.