Brevet FR3140615A1 — publié le 20240412

Aéronef (1) à décollage et atterrissage vertical comprenant un fuselage (2), au moins un système de propulsion (5), au moins quatre hélices de sustentation (10) et au moins deux plans de voilure fixe (20, 30, 40). Les plans de voilure fixe (30, 40) qui sont situés en arrière des hélices de sustentation (10) les plus en avant, sont situés au-dessus des hélices de sustentation (10). Les hélices de sustentation (10) sont réparties de part et d’autre d’au moins un des plans de voilure fixe (30) et de part et d’autre du fuselage (2) de sorte que les hélices de sustentation (10) sont séparées longitudinalement par au moins la grandeur de la corde (C1, C2) du plan de voilure fixe située entre elles, et sont séparées latéralement par au moins la largeur (L1, L2) du fuselage (2) située entre elles. Au moins un des plans de voilure fixe (30) a une envergure variable et l’aéronef (1) comprend un système de commande permettant de faire varier cette envergure en vol. Aéronef à décollage et atterrissage vertical L’invention concerne un aéronef à décollage et atterrissage vertical ou aéronef "VTOL" (acronyme anglais de "Vertical Take-off and Landing"). Plus particulièrement, l’invention concerne un aéronef VTOL à envergure variable. Arrière-plan De nombreuses configurations d'aéronef VTOL ont été étudiées par le passé avec souvent le souci d’éviter une dégradation de l’aérodynamisme intrinsèque de l’aéronef. En effet, ce genre d’appareil présente souvent la particularité de disposer, outre les plans de voilure fixe pour la sustentation en vol d’avancement, d’un certain nombre d’hélices qui assurent la sustentation de l’appareil au décollage et à l'atterrissage vertical. La fonction de propulsion, quant à elle, peut être assurée par ces mêmes hélices si elles ont été conçues pivotables, ou par d’autres dispositifs tels que des soufflantes, des turboréacteurs ou tout autre dispositif capable de produire de la poussée. L’utilisation simultanée de plans de voilure fixe et d’hélices sur un même aéronef VTOL, conduit nécessairement à l’apparition de phénomènes d’interactions aérodynamiques entre les sillages de ces organes (sillages hélices/plans de voilure fixe, sillages hélices/hélices, sillages plans de voilure fixe/plans de voilure fixe). Ces interactions impactent souvent les performances aérodynamiques de l’aéronef et, en conséquence, ses qualités de vol et ses performances en mission. Ce phénomène s’amplifie lorsque l’aéronef est doté d'hélices à moteur électrique. En effet, en comparaison avec d’autres types de moteurs, pour une même puissance au décollage recherchée, il est nécessaire de multiplier le nombre de moteurs électriques, donc d'hélices, pour la sustentation. De plus, les exigences de sécurité des vols conduisent en général à augmenter le nombre d’hélices afin de pallier les cas de panne des moteurs électriques. Cette multiplication d’hélices accentue les phénomènes d’interaction et leurs conséquences sur les performances de l’aéronef. De surcroit, ce nombre élevé d’hélices nécessite des plans de voilure fixe de décollage et d’atterrissage adaptés et, au final, conduit à des dimensions d’aéronef relativement élevées, en longueur et en largeur. Ce manque de compacité condamne l'aéronef à ne pas pouvoir décoller ou se poser dans des zones confinées, telles que des forêts (clairières, zones arborées) ou des zones urbaines. Il existe donc un besoin pour un nouveau type d’aéronef VTOL plus compact, dans lequel les interactions aérodynamiques seraient diminuées. Présentation générale Un aéronef à décollage et atterrissage vertical selon l’invention comprend un fuselage, au moins un système de propulsion, au moins quatre hélices de sustentation et au moins deux plans de voilure fixe. Les plans de voilure fixe qui sont situés en arrière des hélices de sustentation les plus en avant, sont situés au-dessus des hélices de sustentation. Les hélices de sustentation sont réparties de part et d’autre d’au moins un des plans de voilure fixe et de part et d’autre du fuselage de sorte que les hélices de sustentation sont séparées longitudinalement par au moins la grandeur de la corde du plan de voilure fixe située entre elles, et sont séparées latéralement par au moins la largeur du fuselage située entre elles. Au moins un des plans de voilure fixe a une envergure variable et l’aéronef comprend un système de commande permettant de faire varier cette envergure en vol. Un tel aéronef présente une architecture permettant de réduire les effets d’interaction aérodynamique entre les hélices de sustentation et les plans de voilure fixe. En effet, la position relative des plans de voilure fixe et des hélices de sustentation est définie de sorte que le sillage de l’ensemble des hélices a un impact négligeable sur l’aérodynamique des plans de voilure fixe situés en aval de ces hélices. En outre, l'envergure variable du ou des plans de voilure fixe permet de réduire l'encombrement latéral du ou des plans de voilure, et donc de rendre l'aéronef plus compact en phase de décollage et d’atterrissage vertical. En particulier, dans certains modes de réalisation, le système de commande est configuré pour augmenter l’envergure lors du passage du vol basse vitesse au vol de croisière, et pour diminuer l’envergure lors du passage du vol de croisière au vol basse vitesse. Ainsi, l'envergure est plus élevée en vol de croisière qu'en vol basse vitesse. En particulier, l'envergure est maximum en vol de croisière et minimum en vol basse vitesse. Par voilure fixe, on entend désigner l’ensemble des surfaces portantes de l ’aéronef qui ne tournent pas. La voilure est dite "fixe" par opposition aux voilures dites "tournantes". Certaines parties de la voilure fixe peuvent néanmoins être mobiles de manière à faire varier l’envergure de la voilure fixe. Un plan de voilure fixe peut être une surface portante de type paire d’ailes (qui peuvent être jointes au-dessus ou en dessous du fuselage, ou s'étendre de part et d'autre du fuselage), de type empennage ou de type canard. Dans le présent exposé, les directions longitudinale et latérale sont parallèles, respectivement, à l'axe longitudinal et à l'axe latéral de l'aéronef. Les axes de l'aéronef sont des lignes imaginaires qui traversent l'aéronef comme suit : - l'axe longitudinal, ou axe de roulis, s'étend du nez (extrémité avant) à la queue (extrémité arrière) de l'aéronef, à travers le fuselage et passe par le centre de masse de l’appareil; - l'axe latéral, ou axe de tangage, s'étend d'une extrémité du plan de voilure fixe principal à l'autre extrémité de ce plan en passant par le centre de masse de l’appareil ; - l'axe vertical, ou axe de lacet, passe par le centre de masse de l’appareil, du haut vers le bas, et est perpendiculaire aux deux autres axes. L'avant et l'arrière, comme l'amont ou l'aval, sont définis par rapport au sens d'avancement de l'aéronef. Comme indiqué précédemment, les hélices de sustentation sont séparées longitudinalement par au moins la grandeur de la corde du plan de voilure fixe située entre elles et latéralement par au moins la largeur du fuselage située entre elles. La corde est la ligne imaginaire entre le bord d’attaque et le bord de fuite du plan de voilure. La corde du plan de voilure fixe située entre les hélices est la corde située dans le plan vertical contenant les axes de rotation des hélices entourant le plan de voilure. La largeur du fuselage située entre les hélices est la plus grande dimension latérale du fuselage mesurée dans le plan vertical contenant les axes de rotation des hélices entourant le fuselage. Dans certains modes de réalisation, les hélices de sustentation sont séparées longitudinalement d’une distance comprise entre 1,3 et 3 fois ladite grandeur de la corde et/ou latéralement d’une distance comprise entre 1,3 et 3 fois ladite largeur du fuselage. La distance de séparation entre deux hélices est la distance séparant les extrémités les plus proches des pales des hélices. Une telle séparation entre les hélices de sustentation permet, entre autres, de réduire considérablement le mélange des sillages des hélices sous l’aéronef, notamment en vol basse vitesse. En vol de transition (passage du vol basse vitesse vers le vol de croisière) l'interaction des sillages hélices/hélices est fortement réduite du fait de la réduction de la charge aérodynamique des hélices de sustentation obtenue grâce à la contribution croissante des plans de voilure fixe à la sustentation. En vol de croisière, cette interaction peut être supprimée car les hélices de sustentation peuvent être arrêtées. En particulier, dans certains modes de réalisation, le système de commande de l’aéronef est configuré pour faire tourner les hélices de sustentation en vol basse vitesse et les arrêter en vol de croisière. En ce qui concerne l’impact du sillage des plans de voilure fixe sur les hélices de sustentation, il est quasi inexistant en vol basse vitesse, les plans de voilure fixe n’ayant pas ou peu de sillage. Les premiers effets se font sentir au fur et à mesure que l’aéronef prend de la vitesse, c’est-à-dire au début de la phase de transition, au passage du vol basse vitesse au vol de croisière. Lors de cette phase de transition, l’interaction des sillages plans de voilure fixe / hélices est relativement faible du fait de la faible portance des plans de voilure fixe. Enfin, en vol de croisière, cette interaction est inexistante car les hélices sont arrêtées et seuls les plans de voilure fixe portent le poids de l’aéronef. Par vol basse vitesse, on entend désigner un vol stationnaire (sur place, à vitesse nulle ou quasi nulle) ou à basse vitesse, c’est-à-dire à des vitesses de vol inférieures à 56 km/h (30 nœuds). Par vol de croisière, on entend désigner un vol à des vitesses supérieures à la vitesse (dite vitesse de croisière minimum et notée Vc min) à partir de laquelle la portance créée par la voilure fixe compense entièrement le poids de l’aéronef. La phase de transition correspond au passage du vol basse vitesse au vol de croisière, et inversement. Dans certains modes de réalisation, l’envergure d'au moins un des plans de voilure fixe peut varier entre une envergure maximum et une envergure minimum, l’envergure minimum étant inférieure ou égale à 50 % et, plus particulièrement, à 40% de l’envergure maximum. Une envergure minimum égale à 50 % de l’envergure maximum correspond à une envergure minimum deux fois plus petite que l’envergure maximum. L’envergure peut être réduite à son minimum en vol basse vitesse. L'aéronef gagne alors en compacité et possède une meilleure tenue aux vents. Dans certains modes de réalisation, le plan de voilure fixe à envergure variable comprend une paire d'aile et le système de commande est configuré pour déployer chaque aile latéralement. En particulier, chaque aile est pliable ou rétractable suivant la direction latérale. La variation d’envergure est ainsi faite latéralement, i.e. suivant l'axe latéral de l'aéronef. Cela évite, en particulier, de faire pivoter l’aile dans le plan horizontal et de la faire passer au-dessus des hélices de sustentation, ce qui créerait des interactions aérodynamiques préjudiciables. Dans certains modes de réalisation, l’aile est pliable de telle sorte qu’une partie mobile de l’aile vient se positionner sur (i.e. sur le dessus de) une partie fixe de l’aile lors du pliage. L’aile est ainsi pliée vers le haut, ce qui permet d’éviter de toucher le sol lorsque le système de commande pour faire varier l’envergure de l’aile est actionné au sol. Dans certains modes de réalisation, les hélices de sustentation comprennent deux pales et le système de commande est configuré pour arrêter les hélices de sustentation dans une position d’arrêt telle que les pales soient parallèles à l’axe longitudinal de l’aéronef. En étant positionnées de la sorte, les pales des hélices se trouvent dans la même direction que celle du fuselage, ce qui permet de réduire leur trainée aérodynamique lorsque l’aéronef est en vol de croisière. Dans certains modes de réalisation, les hélices de sustentation sont des doubles hélices contrarotatives. Ce type d’hélice permet notamment de réduire le diamètre des rotors des hélices et, ainsi, d’améliorer la compacité de l’aéronef. Dans certains modes de réalisation, certaines hélices de sustentation peuvent être basculées pour devenir des hélices propulsives. Ceci permet de limiter le nombre d’hélices embarquées sur l’aéronef. En particulier, des hélices peuvent avoir une fonction de sustentation lors d’une phase de vol, e.g. en vol basse vitesse, et une fonction de propulsion lors d’une autre phase de vol. e.g. en vol de croisière. Cette double utilisation des hélices de sustentation permet à l’aéronef d’être plus compact et plus léger, le nombre d’hélices étant diminué. Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés. Les dessins annexés sont schématiques et ne sont pas nécessairement à l'échelle, ils visent avant tout à illustrer les principes de l'invention. Sur ces dessins, d'une figure (fig) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. Cette figure représente un exemple d’aéronef VTOL vu de profil. Cette figure représente l'exemple d’aéronef VTOL de la vu de dessus, avec son plan de voilure fixe principal déplié. Cette figure est une vue analogue à celle de la , le plan de voilure fixe étant replié. Description détaillée Des modes de réalisation particuliers de l’aéronef proposé sont décrits en détail ci-après, en référence à l'exemple représenté sur les dessins annexés. Ces modes de réalisation illustrent les caractéristiques et les avantages de l’invention. Il est toutefois rappelé que l’invention ne se limite ni à ces modes de réalisation, ni à l'exemple représenté. De manière générale, l’aéronef VTOL proposé comprend un fuselage, au moins un système de propulsion, au moins quatre hélices de sustentation, et au moins deux plans de voilure fixe. Il peut s'agir d'un aéronef avec équipage ou sans équipage, comme un drone. Dans l'exemple des figures, l’aéronef VTOL 1 comprend un fuselage 2, un système de propulsion 5, quatre hélices de sustentation 10 et trois plans de voilure fixe 20, 30, 40. Le premier plan de voilure fixe 20, le plus à l'avant de l'aéronef 1 est de type canard. Le deuxième plan de voilure fixe 30 situé dans la partie médiane de l'aéronef 1 est le plan de voilure principal. Il est de type paire d'ailes 32 et formé, dans l'exemple, d'une aile droite et d'une aile gauche jointes entre elles au-dessus du fuselage 2. Le troisième plan de voilure fixe 40 situé à l'arrière de l'aéronef 1 est de type empennage. Les quatre hélices de sustentation 10 sont réparties de part et d'autre du plan de voilure fixe 30 et de part et d'autre du fuselage 2. En d'autres termes, deux hélices de sustentation 10 sont situées à droite du fuselage, de part et d'autre (i.e. en avant et en arrière) de l'aile droite 32 et deux hélices de sustentation 10 sont situées à gauche du fuselage, de part et d'autre (i.e. en avant et en arrière) de l'aile gauche 32. Les hélices de sustentation 10 de gauche sont séparées longitudinalement par au moins la grandeur de la corde C1 du plan de voilure fixe 30 située entre elles. Les hélices de sustentation 10 de droite sont séparées longitudinalement par au moins la grandeur de la corde C2 du plan de voilure fixe 30 située entre elles. L'axe de rotation des hélices 10 est vertical. Dans l'exemple, chaque hélice de sustentation 10 est une double hélice contrarotative. Suivant la direction longitudinale, les hélices 10 sont réparties suivant deux rangées : une rangée avant et une rangée arrière. Les hélices de sustentation 10 (gauche et droite) de la rangée avant sont séparées latéralement par au moins la largeur L1 du fuselage 2 située entre elles. Les hélices de sustentation 10 (gauche et droite) de la rangée arrière sont séparées latéralement par au moins la largeur L2 du fuselage 2 située entre elles. L'axe longitudinal X de l'aéronef 1 est représenté en pointillés sur les figures 1 et 2. L'axe latéral Y, représenté sur la , est perpendiculaire à l'axe longitudinal X et s'étend d'une extrémité à l'autre du plan de voilure fixe principal 30 en passant par le centre de masse G de l'aéronef. L'axe vertical Z, représenté sur la , est perpendiculaire aux axes X et Y et passe par le centre de masse G. Les expressions "inférieur", "supérieur", "haut", "bas", "au-dessus" et "en-dessous" renvoient à une différence de hauteur suivant l'axe vertical. Les plans de voilure fixe situés en arrière des hélices de sustentation 10 les plus en avant, à savoir les plans de voilure 30 et 40 tous les deux situés en arrière de la rangée avant d'hélices 10, sont situés au-dessus de l'ensemble des hélices de sustentation 10, comme illustré sur la . Cela signifie que les faces inférieures (intrados) des plans de voilure fixe 30, 40 sont toutes situées à une hauteur plus élevée que le plan de rotation le plus haut des hélices 10. Dans l'exemple de la , cela signifie que H2 > H1, où H2 est la hauteur de la face inférieure la plus basse, et H1 la hauteur du plan de rotation le plus haut. Le plan de voilure fixe 30 a une envergure variable et l’aéronef 1 comprend un système de commande, c’est-à-dire un ensemble de dispositifs embarqués et de liaisons mécaniques, hydrauliques et/ou électriques, permettant de faire varier l'envergure du plan de voilure 30 en vol. Dans le cas d'un drone VTOL, ce système de commande peut être contrôlé automatiquement et/ou être télécommandé. Dans le cas d'un aéronef VTOL avec équipage, ce système de commande peut être contrôlé automatiquement et/ou manuellement depuis la cabine de pilotage. Ce système de commande est généralement adapté pour être contrôlé par les lois de pilotage de l‘aéronef, afin d’adapter l’envergure à la phase de vol. Dans certains modes de réalisation, le système de commande est configuré pour augmenter l'envergure lors du passage du vol basse vitesse au vol de croisière, et pour diminuer l'envergure lors du passage du vol de croisière au vol basse vitesse. L’aéronef peut ainsi décoller et atterrir avec les ailes 32 en envergure réduite depuis une zone confinée. Dans certains modes de réalisation, chaque aile 32 est déployable, par exemple pliable ou rétractable, de manière à positionner au moins une partie mobile 33 de l’aile le long d'une partie fixe 31 de l’aile (au-dessus, en-dessous ou à l'intérieur de cette partie fixe 31). Tout pliage en position intermédiaire (par exemple à angle droit) est à éviter afin de ne pas créer de prise aux vents. Dans l'exemple des figures, une partie mobile 33 de chaque aile 32 est pliable le long d'une ligne de pliage 34. Dans d'autres exemples, non représentés, chaque aile 32 présente plusieurs partie mobile 33 et plusieurs lignes de pliage 34. Sur la , les parties mobiles 33 sont dépliées latéralement et l'envergure des ailes 32 est maximale. Sur la , les parties mobiles 33 sont repliées et l'envergure des ailes 32 est minimale. Chaque partie mobile 33 est repliée par le haut et vient se positionner le long et au-dessus de la partie fixe 31. Dans d'autres modes de réalisation (non illustrés), chaque aile 32 est rétractable ou télescopique de telle sorte qu'au moins une partie mobile 33 de l'aile se rétracte à l'intérieur d'une partie fixe 31 de l'aile. D'autres mode de réalisation d'aile déployable peuvent être envisagés sans sortir du cadre de l'invention. En particulier, l'aile 32 peut être gonflable. Dans l'exemple des figures, le système de propulsion 5 de l'aéronef est une hélice de propulsion montée à l'extrémité avant de l’aéronef 1. D'autres systèmes de propulsion 5 comme une soufflante, un turboréacteur, un moteur à réaction ou un réseau de "petites" hélices pour une propulsion distribuée, peuvent être envisagés. Ces systèmes de propulsion peuvent être positionnés au-dessus des hélices de sustentation. Dans certains modes de réalisation, ces systèmes de propulsion sont positionnés sur la surface fixe la plus haute, pour réduire l’interaction avec les hélices de sustentation, ou sont montés sur les ailes 32 par l'intermédiaire d'un axe déporté. Dans certains modes de réalisation, chaque hélice de sustentation 10 comprend deux pales 12 (donc quatre pales 12 dans le cas d'une double hélice) et le système de commande est configuré pour, en vol de croisière, arrêter les hélices de sustentation 10 dans une position d'arrêt telle que les pales 12 soient parallèles à l'axe longitudinal X de l'aéronef pour réduire leur trainée. Pour les mêmes raisons, dans certains modes de réalisation, les pales 12 peuvent être débrayées par rapport au rotor pour se positionner l’une au-dessus de l’autre pour avoir un impact aérodynamique réduit en vol de croisière. Un exemple de fonctionnement optimisé de l'aéronef VTOL proposé, dans différentes phases de vol, est décrit ci-après. (1) Vol basses vitesses (incluant atterrissage et décollage) : l'aéronef VTOL 1 évolue dans cette phase de vol en s’orientant avec les hélices de sustentation 10, d’axe vertical. Il peut ainsi effectuer des déplacements jusqu’à 56 km/h (30 nœuds) avec les ailes 32 pliées. L'aéronef démontre ainsi des capacités accrues de tenue aux vents en raison d’une envergure réduite, grâce aux ailes pliables 32. Le système d’ailes pliables 32 en vol basse vitesse assure un encombrement minimal lors des décollages et des atterrissages. Pour une même masse, lors des atterrissages et décollages, la plupart des appareils VTOL existants ont des dimensions au moins deux fois plus élevées. (2) Phase de transition : La transition du vol basse vitesse vers le vol de croisière se fait, après le dépliage des ailes 32, grâce au système de propulsion 5. Pendant la transition, les hélices de sustentation 10 d’axe vertical restent dans le plan horizontal de déplacement. Cette séparation des organes de sustentation et de propulsion pendant la transition permet de réduire la forte demande en puissance des hélices de sustentation 10. Le positionnement des hélices de sustentation 10 permet de réduire au maximum les interactions aérodynamiques avec les surfaces fixes. Le souffle des hélices 10 est en très grande partie dégagé des ailes 32. De plus, les hélices 10 étant positionnées sous le plan des ailes 32, l’effet est encore plus réduit. (3) Vol de croisière : Dans cette phase de vol les hélices 10 sont arrêtées et les pales 12 positionnées le long du fuselage 2 afin de réduire leur traînée. Il n’y a pas d’interaction entre les surfaces tournantes et fixes. Les modes de réalisation décrits dans le présent exposé sont donnés à titre illustratif et non limitatif, une personne du métier pouvant facilement, au vu de cet exposé, modifier ces modes de réalisation, ou en envisager d'autres, tout en restant dans le cadre de l'invention. En particulier, une personne du métier pourra facilement envisager des variantes ne comprenant qu'une partie des caractéristiques des modes de réalisation précédemment décrits, si ces caractéristiques à elles seules suffisent pour procurer un des avantages de l'invention. De plus, les différentes caractéristiques de ces modes de réalisation peuvent être utilisées seules ou être combinées entre elles. Lorsqu'elles sont combinées, ces caractéristiques peuvent l'être comme décrit ci-dessus ou différemment, l'invention ne se limitant pas aux combinaisons spécifiques décrites dans le présent exposé. En particulier, sauf précision contraire, une caractéristique décrite en relation avec un mode de réalisation peut être appliquée de manière analogue à un autre mode de réalisation. Aéronef à décollage et atterrissage vertical comprenant : un fuselage (2); au moins un système de propulsion (5); au moins quatre hélices de sustentation (10); au moins deux plans (20, 30, 40) de voilure fixe; dans lequel : les plans (30, 40) de voilure fixe situés en arrière des hélices de sustentation (10) les plus en avant, sont situés au-dessus des hélices de sustentation (10); les hélices de sustentation (10) sont réparties de part et d'autre d'au moins un des plans de voilure fixe (30) et de part et d'autre du fuselage (2), les hélices de sustentation (10) sont séparées longitudinalement par au moins la grandeur de la corde (C1, C2) du plan de voilure fixe (30) située entre elles; les hélices de sustentation (10) sont séparées latéralement par au moins la largeur (L1, L2) du fuselage (2) située entre elles ; et au moins un des plans de voilure fixe (30) a une envergure variable, l’aéronef comprenant un système de commande permettant de faire varier cette envergure en vol. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel le système de commande est configuré pour faire tourner les hélices de sustentation (10) en vol basse vitesse et les arrêter en vol de croisière. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système de commande est configuré pour augmenter l'envergure lors du passage du vol basse vitesse au vol de croisière, et pour diminuer l'envergure lors du passage du vol de croisière au vol basse vitesse. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'envergure peut varier entre une envergure maximum et une envergure minimum, l'envergure minimum étant inférieure ou égale à 50 % et, plus particulièrement, à 40% de l'envergure maximum. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le plan de voilure fixe (30) à envergure variable comprend une paire d'ailes (32), et dans lequel le système de commande est configuré pour déployer chaque aile (32) latéralement. Aéronef selon la revendication 5, dans lequel chaque aile (32) est pliable ou rétractable suivant la direction latérale. Aéronef selon la revendication 6, dans lequel chaque aile (32) est pliable, de telle sorte qu'au moins une partie mobile (33) de l'aile vient se positionner sur une partie fixe (31) de l'aile lors du pliage. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les hélices de sustentation (10) sont séparées longitudinalement d'une distance comprise entre 1,3 et 3 fois ladite grandeur de la corde (C1, C2). Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les hélices de sustentation (10) sont séparées latéralement d'une distance comprise entre 1,3 et 3 fois ladite largeur (L1, L2) de fuselage. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les hélices de sustentation (10) comprennent deux pales (12), le système de commande étant configuré pour arrêter les hélices de sustentation (10) dans une position d'arrêt telle que les pales (12) soient parallèles à l'axe longitudinal de l'aéronef.