FR 3024431 A1 20160205 FR 1501679 A 20150805 Aéronef convertible pourvu de deux rotors carénés en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage La présente invention concerne des perfectionnements apportés aux aéronefs convertibles à rotors carénés. Ces aéronefs sont pourvus de deux rotors carénés basculants, disposés de part et d'autre du fuselage, l'ensemble étant appelé « nacelle ». Selon la position de la nacelle, ces aéronefs ont la faculté à la fois de se déplacer à la verticale avec une vitesse de translation faible, comme les hélicoptères (qualifié de mode « hélicoptère »), et à la fois de se translater à l'horizontal à des vitesses plus élevées, comme les avions (qualifié de mode « avion »). Ces aéronefs ont pour avantage de proposer une solution de propulsion polyvalente, d'être moins encombrants, plus silencieux, plus stables et moins complexes à fabriquer que les hélicoptères et les aéronefs convertibles à rotor 15 sans carénage. Mais bien que de nombreux prototypes d'aéronefs convertibles à rotors carénés aient été fabriqués, aucun d'eux n'a jamais accédé au stade de la production série, en raison de plusieurs facteurs techniques défavorables. En effet, le contrôle de ces aéronefs est problématique, car les carénages 20 de rotor génèrent une portance dès qu'un flux d'air vient les impacter. La variation de la position des carénages lors des phases de transition entre les modes hélicoptère et avion modifie ainsi substantiellement la répartition et l'intensité de la portance et de la traînée globale de l'aéronef. Son comportement varie alors significativement, rendant son contrôle délicat. Des 25 systèmes de contrôle et de compensation ont déjà été imaginés. Dans la pratique, ces systèmes se sont avérés trop complexes et/ou insuffisamment efficaces pour dépasser le stade du prototype et atteindre la production série. En outre, à partir d'une certaine vitesse d'avancement en mode avion, les surfaces des carénages génèrent inévitablement une traînée importante, qui 30 limite les performances de ces aéronefs comparativement aux avions. Enfin, le poids des nacelles et les forces aérodynamiques qui s'exercent sur elles, impactent défavorablement la structure et donc la masse de l'aéronef. Ainsi, il existe un besoin consistant à proposer un aéronef convertible à rotor caréné limitant ou résolvant au moins l'un des inconvénients mentionnés précédemment. Plus précisément, la présente invention a pour objectif de proposer un aéronef convertible à rotors carénés dont le contrôle est amélioré en efficacité et en fiabilité, tout en se conformant aux normes de certification des aéronefs, permettant ainsi d'en envisager une production série et une exploitation de masse. De surcroît, sa configuration permet de dimensionner favorablement les nacelles afin d'améliorer ses performances dans toutes les phases de vol. A cet effet, on prévoit selon l'invention un aéronef convertible comprenant un fuselage, au moins un rotor caréné horizontal fixe, appelé « fan horizontal », situé à l'extrémité avant ou arrière du fuselage, un empennage comprenant un stabilisateur et une dérive, au moins deux ailes disposées de part et d'autre du fuselage, et au moins une première et une deuxième nacelles disposées aux extrémités des ailes ; ces nacelles, montées basculantes autour d'un axe transversal au fuselage, comprennent chacune un rotor caréné et un volet disposé à la sortie de chaque rotor caréné afin d'assurer le contrôle de l'aéronef. Les avantages d'une telle configuration sont multiples. Cela permet tout 20 d'abord de proposer trois points d'appui lors de la sustentation en stationnaire de l'aéronef, grâce aux deux nacelles et au fan horizontal, assurant ainsi une parfaite stabilité dans le plan horizontal pendant cette phase de vol. En outre, la présence du fan horizontal permet de faire varier dans une grande plage le centre de gravité de l'aéronef, facilitant ainsi grandement la 25 répartition longitudinale des charges embarquées. Durant toutes les phases de vol, les volets en sortie de carénage peuvent donc être mouvementés de manière différentielle. L'actionnement indépendant des volets combiné à l'action du fan horizontal, offrent des possibilités de contrôle et de compensation précis et particulièrement simples de l'aéronef en 30 roulis, en lacet et en tangage, et ce quelle que soient les phases de vol. Notamment pendant la phase de transition, durant laquelle l'axe de rotation des rotors passe de la verticale à l'horizontale, le fan assure la stabilité de l'axe longitudinal de l'aéronef, alors que le centre de poussée des nacelles et le centre de gravité ne sont plus alignés. La complexité du système de contrôle est réduite au minimum et sa fiabilité par conséquent améliorée. En effet, deux nacelles équipées chacune d'un volet de contrôle est la configuration à minima pour des aéronefs convertibles à rotor caréné, étant évident qu'une seule nacelle basculante ne peut être envisagée pour propulser et contrôler cette catégorie d'aéronef. En outre, les volets placés en sortie de nacelle permettent de tirer partie d'un flux d'air généreux et disponible quelque soit les phases de vol. Le contrôle 10 de l'aéronef peut donc être assuré de façon constante quelque soit sa vitesse d'avancement. D'autre part, la présence de l'aile permet à la fois de loger les systèmes d'actionnement de la rotation des nacelles, la transmission de la puissance, et le carburant ou toute autre source d'énergie, sans obstruer l'espace cabine. 15 Au final, cette configuration générale, proche d'un avion classique, permet de réaliser des décollages et atterrissages verticaux mais également horizontaux à partir d'une piste, et assure une grande stabilité aérodynamique en vol horizontal. Cette configuration se rapproche à de nombreux égards de solutions 20 techniques classiques, à la fois financièrement maîtrisées et déjà certifiées par les autorités aéronautiques. L'invention offre ainsi la possibilité de produire en série un aéronef convertible qui répond aux exigences de fiabilité, de coût de revient, et de règles de certification. 25 De manière facultative, l'invention comprend en outre au moins l'une quelconque des caractéristiques suivantes : L'aéronef est pourvu d'un moteur thermique positionné dans le fuselage, de préférence en arrière des ailes, et entraînant par une transmission mécanique les rotors situés dans les nacelles. 30 Chaque nacelle comprend une boîte de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas du rotor, leur conférant ainsi la possibilité, à puissance absorbée égale, de faire varier la poussée qu'ils exercent. Optionnellement, l'aéronef est pourvu d'un générateur électrique accouplé au moteur thermique et d'un système de stockage de l'électricité, d'un système de transformation électrique et des moyens de transport de cette électricité vers des moteurs électriques intégrés dans chaque nacelle. L'aéronef est caractérisé par le fait que les gaz d'échappement du moteur thermique sont éjectés sur le dessus du fuselage par une ouverture permettant de diffuser le bruit de l'échappement vers le haut, et ainsi de réduire significativement la signature sonore dudit aéronef pour un observateur au sol. L'aéronef est équipé de deux entrées d'air situées sur le dessus du 10 fuselage en avant des ailes, permettant d'alimenter en air le moteur thermique et d'assurer le refroidissement des systèmes embarqués. Les ailes sont fixes et implantées au niveau supérieur du fuselage. De préférence, elles sont liées sur le dessus du fuselage. L'implantation haute des ailes permet d'augmenter la dimension des nacelles et par conséquent la 15 poussée totale du système de propulsion à puissance constante. Elle permet également de faciliter l'accès à l'habitacle et de dégager la visibilité du pilote et des passagers. Les ailes s'étendent dans une direction sensiblement perpendiculaire au fuselage de l'aéronef. Alternativement, elles peuvent présenter une flèche vers 20 l'arrière. L'aéronef comprend un empennage conventionnel. En particulier, il comprend un plan horizontal appelé stabilisateur, et un plan vertical appelé dérive. Avantageusement, le stabilisateur est équipé de gouvernes de profondeur, et la dérive est équipée d'une gouverne de direction. 25 De préférence, l'aéronef est muni d'un empennage comprenant un stabilisateur et deux dérives déportées à chaque extrémité du stabilisateur. Le stabilisateur est équipé de gouvernes de profondeur, et les dérives sont équipées de gouvernes de direction. Cette disposition permet l'insertion du fan horizontal en extrémité de fuselage, et par conséquent une meilleure efficience 30 aérodynamique lors de son fonctionnement. De cette manière, l'empennage horizontal est soufflé par les nacelles pendant la phase de transition, le rendant fonctionnel lorsque le vent relatif ne le permet pas encore. En outre, le fan est disposé dans le flux d'air turbulent à l'extrémité arrière du fuselage, ce qui le rend moins pénalisant quant au bilan de traînée aérodynamique de l'aéronef. Optionnellement, l'aéronef est muni d'un empennage en V dit « en 5 papillon », où le stabilisateur et la dérive sont remplacés par deux surfaces formant un V, équipé de surfaces mobiles faisant office à la fois de gouverne de profondeur et de gouverne de direction. Cette disposition permet de la même manière que la disposition précédente d'insérer avantageusement le fan horizontal dans le fuselage. 10 En outre l'aéronef peut comprendre des ailerons et/ou des volets montés sur les ailes. Toutes ces surfaces aérodynamiques précédemment mentionnées sont appelées « moyens de contrôle conventionnels ». Les nacelles possèdent un ou plusieurs volets, qui peuvent être mouvementés de manière symétrique ou non symétrique. 15 Les nacelles et leur volet sont disposés en bout d'aile, ce qui permet de profiter d'un bras de levier maximal pour le contrôle et la compensation de l'aéronef, limitant de ce fait leur dimension et la puissance absorbée par les organes de contrôle. Les premier et deuxième volets sont montés en rotation. Ils sont montés 20 en rotation autour d'axes sensiblement parallèles aux axes de basculement de la première et de la deuxième nacelle respectivement. Les volets s'étendent sensiblement sur la totalité de la section intérieure de la nacelle afin d'en augmenter l'efficacité. Le fan horizontal est intégré à l'extrémité avant ou arrière du fuselage et 25 peut être commandé indépendamment des deux volets afin de faire varier sa poussée, par la variatiôn de son pas ou de sa vitesse de rotation. De préférence, le fan horizontal est mis en rotation par un ou plusieurs moteurs électriques. L'aéronef est équipé de moyens de commande et de leur transmission, 30 couplés aux volets, aux surfaces mobiles de l'empennage arrière, aux rotors en bout d'aile, et au fan horizontal. Dans un second mode de configuration, l'aéronef est configuré de telle façon que le fan horizontal est situé à l'extrémité avant du fuselage, dans le nez, et que l'empennage soit en T. Ledit empennage est constitué d'une seule dérive et d'un seul stabilisateur monté au sommet de la dérive, chacun équipés 5 respectivement d'une gouverne de direction et de gouvernes de profondeur. Ce type d'empennage a pour avantage de ne pas se situer dans le flux d'air généré par les nacelles, et donc de n'être soumis qu'au flux d'air lié au déplacement horizontal de l'aéronef. Ledit empennage génère alors une source de contrôle indépendante de celle des nacelles, s'y ajoutant pour conforter le contrôle de 10 l'aéronef. L'aéronef comprend également deux ailes « canard », situées à l'avant et de part et d'autre du fuselage, afin d'équilibrer les forces aérodynamiques qui s'exercent sur lui en vol horizontal. Avantageusement, ce type de configuration à trois plans (plan canard, 15 ailes et stabilisateur) permet d'implanter les ailes, et donc les nacelles, plus en arrière de la cabine, libérant ainsi la visibilité latérale des passagers et les possibilités d'opérations en vol stationnaire pour tout type de mission, notamment de sécurité civile. 20 D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, et en regard des dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels : 25 La figure 1 est une vue en perspective d'un aéronef dont les nacelles sont orientées en mode avion, selon un premier exemple de réalisation de l'invention. La figure 2 est une vue en perspective de l'aéronef dont les nacelles sont orientées en mode hélicoptère, selon un premier exemple de réalisation de 30 l'invention. La figure 3 est une vue de dessus de l'aéronef illustré en figure 1. La figure 4 est une vue de côté de l'aéronef illustré en figure 1. La figure 5 est une vue en perspective d'un aéronef muni d'un empennage en T et de deux ailes canard, selon un deuxième exemple de réalisation de l'invention. La figure 6 est une vue en perspective d'une nacelle, selon un exemple de 5 réalisation de l'invention. Les mêmes éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. 10 En référence aux figures 1 à 4, l'aéronef selon un premier exemple de réalisation est illustré. Cet aéronef comprend un fuselage F et deux ailes Al et A2, disposées au-dessus du fuselage F. Le fuselage F s'étend principalement selon une direction longitudinale délimitée par son nez et sa queue. L'aéronef 15 comprend en outre une paire de nacelles N1 et N2 disposées également de part et d'autre du fuselage F, ainsi qu'un fan horizontal fixe 1. L'aéronef est muni d'un empennage, constitué d'un stabilisateur S1 et de deux dérives Dl et D2, équipés respectivement d'une gouverne de profondeur P1 et de deux gouvernes de direction G1 et G2. L'aéronef est caractérisé par le fait que deux 20 entrées d'air El et E2, ainsi que l'échappement H des gaz du moteur thermique M sont situés sur le dessus du fuselage F. En référence à la figure 5, l'aéronef selon un deuxième exemple de réalisation est illustré. Cet aéronef comprend un fuselage F et deux ailes Al et 25 A2, disposées au-dessus du fuselage F. Le fuselage F s'étend principalement selon une direction longitudinale délimitée par son nez et sa queue. L'aéronef comprend en outre une paire de nacelles N1 et N2 disposées également de part et d'autre du fuselage F, ainsi qu'un fan horizontal fixe 1. L'aéronef comprend un empennage en T, constitué d'une dérive D3 et d'un stabilisateur 30 S2 monté au sommet de la dérive, équipés chacun respectivement d'une gouverne de direction G3 et de gouvernes de profondeur P2 et P3 ; l'aéronef comprend également deux ailes « canard » W1 et W2 situées à l'avant et de part et d'autre du fuselage, entre le fan horizontal 1 et la cabine. En référence aux figures 1, 2, 3, 4, et 5, chaque nacelle N1 et N2 5 constitue un organe de propulsion de l'aéronef. Elles comprennent chacune un carénage interne Cl et C2, ainsi qu'au moins un rotor R1 et R2, muni de pales et configuré pour tourner à l'intérieur de chaque carénage interne Cl et C2. Les nacelles N1 et N2 sont montées basculantes par rapport au fuselage F, et sont mises en rotation à l'extrémité des ailes Al et A2 selon un axe 10 strictement orthogonal à l'axe longitudinal du fuselage F. Préférentiellement, les ailes Al et A2 sont fixes, s'étendent dans une direction sensiblement transversale au fuselage F, comme illustré sur les figures 1 à 5, et présentent une implantation haute. De manière avantageuse, les nacelles N1 et N2 sont situées à l'extrémité 15 des ailes Al et A2. Cela permet de positionner l'axe de rotation des rotors R1 et R2 le plus haut possible. La position haute des ailes Al et A2 par rapport au fuselage, conjuguée au positionnement des nacelles N1 et N2 en bout d'aile, permet d'augmenter au maximum la dimension desdites nacelles, afin d'obtenir une plus grande poussée. L'aéronef selon l'invention offre alors une 20 accessibilité améliorée aux ouvertures d'accès 2 et 3 de l'habitacle, par rapport à une configuration à aile basse. En outre, la visibilité du pilote et des passagers est grandement améliorée. Du point de vue du contrôle, ce positionnement des nacelles offre un plus grand bras de levier par rapport au centre de gravité et réduit considérablement 25 les interactions du flux d'air avec le fuselage. Comme illustré en figure 1, L'aéronef est également configuré de sorte que dans une première position des nacelles, les rotors R1 et R2 tournent autour d'une direction sensiblement horizontale. L'aéronef évolue alors 30 sensiblement à l'horizontal et peut atteindre sa vitesse maximale. Comme illustré en figure 2, l'aéronef est configuré de sorte que, dans une deuxième position des nacelles N1 et N2, les rotors R1 et R2 tournent autour d'une direction sensiblement verticale. L'aéronef peut alors effectuer des décollages ou des atterrissages verticaux, des vols stationnaires ou se déplacer horizontalement à vitesse lente pour réaliser des vols d'approche. De préférence, les nacelles N1 et N2 sont orientables sur un secteur 5 angulaire d'environ 95° entre le mode hélicoptère et le mode avion. Elles peuvent être maintenues dans toute position intermédiaire lors d'une quelconque phase de vol. La figure 6 illustre la configuration de la nacelle N1, identique à la nacelle 10 N2. La nacelle NI comprend un carter 4 qui contient l'engrenage de renvoi de la puissance moteur au rotor R1, ou les moteurs électriques dans le cas d'une génération hybride de la propulsion. La nacelle N1 présente un disque rotor défini par des parois internes du carénage C1. Le carter 4 est solidaire du carénage Cl par le moyen d'une traverse T1 dont les deux extrémités sont 15 fixées au carénage C1. Avantageusement, la nacelle N1 comprend une autre traverse T2 formant une croix à l'intérieur du carénage Cl de sorte à rigidifier la nacelle Ni et à soutenir le rotor Rl. L'arbre de transmission de la puissance est logé dans la traverse Ti. La nacelle N1 n'admet qu'un mouvement unique de basculement par 20 rapport à l'aile A1, l'axe de ce basculement étant fixe et orthogonal par rapport au fuselage F. Cela permet de simplifier grandement la cinématique de la nacelle, et donc d'accroître la fiabilité de l'aéronef et de limiter le poids de son système de propulsion. 25 En référence aux figures 1, 2, 3, 4, et 5, l'aéronef comprend au moins deux volets V1 et V2 associés respectivement aux nacelles N1 et N2, et disposés en sortie du flux traversant respectivement les rotors R1 et R2. Chaque volet V1 et V2 désignent une surface aérodynamique mobile autour d'un seul axe, servant à modifier l'écoulement de l'air en sortie de nacelle. 30 Les volets V1 et V2 sont montés pivotant par rapport aux nacelles N1 et N2. De préférence, les volets V1 et V2 sont montés pivotant autour d'un axe orthogonal au fuselage F. L'axe de pivotement du volet V1 est donc sensiblement parallèle à l'axe de basculement des nacelles N1 et N2. De manière caractéristique, les volets V1 et V2, situés de part et d'autre du fuselage F et appartenant respectivement à la paire de nacelles N1 et N2, 5 sont configurés de sorte à pouvoir être mouvementés de manière dissymétrique. On précise que dans le cadre de la présente invention dissymétrie signifie non symétrique et n'impose pas ou n'exclue pas une amplitude identique de mouvement. Ainsi l'un seulement des volets V1 et V2 peut être mouvementé et l'autre pas, ou les deux volets V1 et V2 peuvent être 10 mouvementés avec des amplitudes identiques dans des sens identiques ou opposés, ou encore les deux volets V1 et V2 peuvent être mouvementés avec des amplitudes différentes dans des sens identiques ou opposés. Le pivotement de chaque volet V1 et V2 modifie le comportement de l'aéronef. Les volets V1 et V2 sont configurés pour amener l'aéronef d'un état 15 d'équilibre à un autre, et contribuer ainsi au contrôle et/ou à la compensation aérodynamique de l'aéronef. Comme illustré par la figure 4, l'aéronef est pourvu d'un moteur thermique M positionné à l'intérieur du fuselage F, de préférence proche des 20 ailes Al et A2, et entraînant les rotors R1 et R2. Optionnellement, l'aéronef est pourvu d'un générateur électrique B accouplé au moteur thermique M, permettant de générer de l'électricité afin d'alimenter des moteurs électriques intégrés dans les carters (J1, J2) des nacelles (Ni, N2). 25 Comme illustré par les figures 1, 2, 3, et 4, l'aéronef possède un train d'atterrissage composé d'un atterrisseur de nez 10 et d'un train central 11 composé de deux atterrisseurs ; spécifiquement, l'aéronef peut posséder un train d'atterrissage fixe composé de deux patins métalliques. 30 De manière facultative, la stratégie de contrôle de l'aéronef selon l'une quelconque des caractéristiques précédentes comprend au moins l'une quelconque des caractéristiques suivantes : La position des nacelles (N1, N2) demeure toujours symétrique de part et 5 d'autre du fuselage (F). Ainsi, les contrôles en roulis, en tangage et en lacet s'effectuent en commandant de manière différentielle ou symétrique la position des volets (V1, V2), des moyens de contrôle conventionnels (P1, P2, D1, D2, D3) de l'empennage, ainsi qu'en modifiant la poussée exercée par le fan horizontal (1). L'inertie de ces moyens de contrôle étant quasi nulle par rapport 10 à ce que serait l'inertie d'une nacelle en rotation, la finesse du contrôle s'en trouve grandement améliorée. Selon les phases de vol, le lacet et le roulis sont produits par une dissymétrie de la poussée générée par chaque nacelle (Ni, N2). A cet effet, on peut soit induire une dissymétrie dans la vitesse de rotation des rotors (R1, R2) 15 situés de part et d'autre du fuselage (F), soit on peut induire une dissymétrie du pas des rotors (R1, R2) situés de part et d'autre du fuselage (F). De manière spécifique, une variation du pas des rotors (R1, R2) associée à une vitesse constante de rotation des rotors (R1, R2) a pour avantage d'améliorer la réactivité du contrôle de l'aéronef. 20 Pour provoquer un mouvement en mobilisant le moins d'énergie possible, les deux volets (V1, V2) sont mouvementés dans des sens opposés ou dans le même sens avec des amplitudes sensiblement égales. Le pivotement des volets (V1, V2), le pas ou la puissance délivrée aux rotors (R1, R2), le fan horizontal (1), et les moyens de contrôle conventionnels 25 (P1, P2, D1, D2, D3), sont couplés par des moyens mécaniques, et/ou électriques, et/ou électroniques, permettant ainsi d'assurer une grande qualité de contrôle et de compensation de l'aéronef dans toutes les phases de vol. En particulier, ce couplage de tous les moyens de contrôle permet de concilier le contrôle de l'aéronef à très basse vitesse et à vitesse élevée. A très 30 basse vitesse les moyens de contrôle conventionnels (P1, P2, D1, D2, D3) sont inefficaces car aucun air ne s'écoule sur leur surface. Mais dès que l'aéronef se translate à une vitesse suffisante, ils s'additionnent à l'action des volets (V1, V2), des rotors (R1, R2) et du fan horizontal (1) pour le contrôler. De manière spécifique, le contrôle des trois axes de l'aéronef peut être 5 assuré de la manière suivante : Dans la présente demande, on considère qu'un volet (V1, V2) est pivoté vers l'arrière (le haut) lorsque que la position de son bord de fuite après pivotement est décalée vers l'empennage (le haut) par rapport à sa position avant pivotement. Inversement, un volet (V1, V2) est pivoté vers l'avant (le bas) 10 lorsque que la position de son bord de fuite après pivotement est décalée vers le nez (bas) de l'aéronef par rapport à sa position avant pivotement. Contrôle en lacet L'activation dissymétrique des volets (V1, V2), la dissymétrie de la 15 poussée générée par les rotors (R1, R2) et la gouverne de direction (D1, D2, D3) de l'empennage, permettent de contrôler l'aéronef en lacet. En mode hélicoptère, comme illustré par la figure 2, lorsque le volet de la nacelle N1 est pivoté vers l'arrière, tandis que le volet de la nacelle N2 est pivoté vers l'avant, le nez de l'aéronef s'oriente du côté de la nacelle N2. 20 En mode avion, comme illustré par la figure 1, les nacelles passent d'une orientation verticale à une orientation horizontale. Ainsi, une poussée plus grande de la nacelle Ni provoque un mouvement de lacet vers le côté de la nacelle N2. De manière particulièrement avantageuse, la déflexion des volets (V1, V2) 25 ainsi que la dissymétrie de la poussée exercée par les rotors (R1, R2) sont couplés avec la gouverne de direction (D1, D2, D3) située sur l'empennage pour contrôler l'aéronef en lacet lors de toutes les phases de vol. Contrôle en roulis 30 L'activation dissymétrique des volets (V1, V2) et la dissymétrie de la poussée générée par les rotors (R1, R2) permettent de contrôler l'aéronef en roulis. En mode hélicoptère, une poussée plus grande de la nacelle N1 provoque un mouvement de roulis vers le côté de la nacelle N2, et réciproquement. En mode avion, lorsque le volet V1 est pivoté vers le haut et que le volet V2 est pivoté vers le bas, l'aéronef effectue un mouvement de roulis du côté de la nacelle N2, tout comme un avion classique. Contrôle en tangage L'activation symétrique des volets (V1, V2), la dissymétrie de la poussée générée par les rotors (R1, R2), le fan horizontal (1) et la gouverne de 10 profondeur (P1, P2) de l'empennage permettent de contrôler l'aéronef en tangage. Pour, cela les volets (V1, V2) restent toujours dans des positions symétriques de part et d'autre du fuselage F. En mode hélicoptère, une poussée plus grande du fan horizontal 1 et/ou 15 un pivotement des deux volets (V1, V2) vers l'arrière permet de générer un couple piqueur. A l'inverse, quand les volets (V1, V2) sont mouvementés vers l'avant, ou que la poussée du fan horizontal 1 diminue, l'aéronef cabre. En mode avion, un pivotement des volets (V1, V2) vers le haut génère un couple cabreur, tandis qu'un mouvement des volets (V1, V2) vers le bas génère 20 un couple piqueur. De manière particulièrement avantageuse, la déflexion des volets (V1, V2) est couplée avec la profondeur (P1, P2) située sur l'empennage pour contrôler l'aéronef en tangage. De manière optionnelle, le fan horizontal peut être couplé au pilote 25 automatique ou à tout autre système électronique afin de maintenir l'assiette de l'aéronef strictement nul en vol stationnaire, et pendant la phase de transition du mode hélicoptère vers le mode avion. Cela permet un plus grand confort de pilotage et une meilleure stabilité. 30 Contrôle durant la phase de transition Pour la compréhension des descriptions suivantes, « l'angle de rotation » des rotors (R1, R2) est celui qui est décrit entre l'axe de rotation des rotors (R1, R2) en mode hélicoptère et l'axe horizontal du fuselage F. De manière générale, l'effet généré par un pivotement des volets (V1, V2) dépend de l'orientation des nacelles (N1, N2). Lorsque leur angle de rotation est inférieur à 45°, le mouvement des volets (V1, V2) induit majoritairement un mouvement de lacet accompagné d'un mouvement de roulis. Lorsque l'angle de rotation des nacelles (N1, N2) est supérieur à 45°, il induit majoritairement un mouvement de roulis accompagné d'un mouvement de lacet. Lorsque 10 l'angle de rotation est égal à 45°, il induit autant de roulis que de lacet. De manière générale, l'effet généré par une dissymétrie de la poussée des rotors (R1, R2) dépend de l'orientation des nacelles (N1, N2). Lorsque l'angle de rotation est supérieur à 45°, la dissymétrie de la poussée induit majoritairement un mouvement de lacet accompagné d'un mouvement de 15 roulis. Lorsque l'angle de rotation est inférieur à 45°, elle induit majoritairement un mouvement de roulis accompagné d'un mouvement de lacet. Lorsque l'angle de rotation est égal à 45°, elle induit autant de roulis que de lacet. Seul le couplage de l'ensemble des moyens de contrôle de l'aéronef peut permettre de compenser ou d'annuler les effets indésirables. 20 Contrôle en lacet, en roulis et en tangage par basculement des nacelles (Ni, N2) Dans un mode alternatif, qui serait un mode secours, les nacelles (N1, N2) peuvent être mouvementées de façon indépendante l'une de l'autre. Le 25 pilote peut sélectionner une mise en indépendance des nacelles (N1, N2). Leur mouvement symétrique ou dissymétrique, dans une enveloppe d'actionnement d'environ 95 degrés par rapport à l'axe longitudinal du fuselage (F), peut permettre de contrôler l'aéronef selon le même principe que les volets (V1, V2). 30 Compensation Tout mouvement des volets (V1, V2), des nacelles (N1, N2), toute modification dissymétrique de la poussée des rotors (RI, R2), ou toute modification de la poussée du fan horizontal 1, tels que décrit ci-dessus, peuvent être utilisés à des fins de compensation aérodynamique, afin de maintenir l'aéronef en équilibre stable à tout moment du vol. Effets induits par les nacelles (N1, N2) Dans la présente configuration, le basculement des nacelles (N1, N2) génère deux effets indésirables, dits induits, qu'il est nécessaire de compenser. Le premier est la précession gyroscopique des nacelles (N1, N2) lors de leur basculement, qui induit un moment piqueur lorsqu'elles sont basculées de l'arrière vers l'avant, et un moment cabreur lorsqu'elles sont basculées de l'avant vers l'arrière. Le second est la variation de portance des nacelles (N1, N2) en fonction de leur angle de basculement. Selon la vitesse d'avancement de l'aéronef, le flux d'air impacte les nacelles (N1, N2) et génère une portance qui est variable de leur angle d'attaque et de la poussée produite. Pour compenser ces deux effets induits, l'aéronef est configuré pour permettre une activation différentielle des volets (V1, V2), de la poussée des rotors (R1, R2), et du fan horizontal 1. L'aéronef peut bénéficier d'une assistance électronique afin d'en optimiser le contrôle. L'invention offre ainsi un aéronef à la fois sensiblement aussi rapide et efficient qu'un avion en croisière et aussi contrôlable qu'un hélicoptère en vol stationnaire. En outre, grâce à ses ailes hautes et ses nacelles carénées, il est capable d'atterrir et de décoller en mode hélicoptère, tout comme en mode avion. L'aéronef possède également la faculté de maintenir une vitesse constante en descente avec une assiette fortement inclinée vers l'avant, comme un avion. Un hélicoptère prendrait lui de la vitesse et serait forcé de modifier rapidement sa trajectoire. Cette capacité permet de conserver de la visibilité, de la vitesse et de la précision jusqu'au point d'atterrissage. Comparées au rotor d'un hélicoptère, les nacelles offrent le même rapport puissance/poussée en vol stationnaire, et donc les mêmes capacités lors de cette phase de vol. Contrairement à un hélicoptère, la configuration aérodynamique de l'aéronef assure sa sustentation par les surfaces aérodynamiques, et permet ainsi d'atteindre des vitesses comparables à plus faible puissance, entraînant de fait une meilleure économie d'utilisation. De plus, l'orientation de l'axe des rotors vers l'avant en vol horizontal permet d'atteindre des vitesses beaucoup plus grandes que celles d'un hélicoptère. De par sa configuration à trois points de poussée en vol stationnaire, l'aéronef est particulièrement stable. Il offre par ailleurs de nombreux moyens de contrôle et de compensation quelles que soient les phases de vol, tout en présentant une grande simplicité de construction et donc une meilleure fiabilité en comparaison des hélicoptères. En outre, ses émissions sonores sont très limitées, du fait de son échappement situé sur le haut du fuselage, et de ses hélices carénées émettant des sons haute fréquence rapidement dissipés dans l'air et peu perturbants 15 pour l'oreille humaine. L'aéronef selon l'invention représente ainsi une solution particulièrement avantageuse pour toutes les applications de sécurité civile, de secours, de transports publics ou privés, et de manière générale pour toutes missions impliquant habituellement des hélicoptères et des avions. 20 A titre d'exemple non limitatif, un aéronef selon l'invention présente une envergure de 9 mètres, une longueur de 8,50 mètres, un poids à vide de 1,1 tonne et une puissance motrice de 350 chevaux ; il offre une charge d'emport d'environ 450 kilogrammes. Typiquement, il est configuré pour accueillir 1 pilote et 3 passagers, ou 1 pilote et 1 mètre cube de fret. Il permet de couvrir une 25 distance d'environ 800 miles nautiques, à environ 160 noeuds. Bien évidemment, la présente invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits, mais s'étend à tout mode de réalisation conforme à son esprit. REVENDICATIONS1. Aéronef convertible comprenant un fuselage (F), et une paire d'ailes (A1, A2) de part et d'autre du fuselage (F), et une première et une deuxième nacelles (N1, N2) disposées respectivement à l'extrémité de chaque aile (A1, A2), comprenant chacune un rotor (R1, R2) caréné, et montées basculantes par rapport au fuselage (F), les nacelles (N1, N2) comprenant au moins un premier et un deuxième volets mobiles (V1, V2) disposés respectivement à la sortie du rotor (R1) caréné de la première nacelle (Ni) et à la sortie du rotor (R2) caréné de la deuxième nacelle (N2), les premier et deuxième volets (V1, V2) étant montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles aux axes de basculement de la première et respectivement de la deuxième nacelle (N1, N2), les volets (V1, V2) étant actionnables sélectivement soit de manière indépendante l'un de l'autre, soit de manière dépendante l'un de l'autre et ceci de façon dissymétrique ou symétrique, l'aéronef comprenant en outre un empennage comprenant au moins un stabilisateur (S1), caractérisé en ce qu'il comprend au moins un rotor caréné (1) installé en position horizontale à l'arrière du fuselage (F), l'aéronef étant configuré pour permettre une activation différentielle des volets (V1, V2), de la poussée des rotors (R1, R2) et du rotor caréné (1) horizontal, les positions des nacelles (N1, N2) et du rotor (1) caréné étant prévues pour que les trois points de poussées aptes à être générées par les nacelles (N1, N2) et le rotor (1) caréné en vol stationnaire et les points de poussées générées par les surfaces aérodynamiques formées par le stabilisateur (S1), les ailes (A1, A2) et les volets mobiles (V1, V2) en vol horizontal restent les mêmes. 2. Aéronef convertible comprenant un fuselage (F), et une paire d'ailes (A1, A2) de part et d'autre du fuselage (F), et une première et une deuxième nacelles (N1, N2) disposées respectivement à l'extrémité de chaque aile (A1, A2), comprenant chacune un rotor (R1, R2) caréné, et montées basculantes par rapport au fuselage (F), les nacelles (N1, N2) comprenant au moins un premieret un deuxième volets mobiles (V1, V2) disposés respectivement à la sortie du rotor (R1) caréné de la première nacelle (N1) et à la sortie du rotor (R2) caréné de la deuxième nacelle (N2), les premier et deuxième volets (V1, V2) étant montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles aux axes de basculement de la première et respectivement de la deuxième nacelle (Ni, N2), les volets (V1, V2) étant actionnables sélectivement soit de manière indépendante l'un de l'autre, soit de manière dépendante l'un de l'autre et ceci de façon dissymétrique ou symétrique, l'aéronef comprenant en outre deux ailes « canard » (W1, W2) situées à l'avant et de part et d'autre du fuselage, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un rotor caréné (1) installé en position horizontale à l'avant du fuselage (F), l'aéronef étant configuré pour permettre une activation différentielle des volets (V1, V2), de la poussée des rotors (R1, R2) et du rotor caréné (1) horizontal, les positions des nacelles (Ni, N2) et du rotor (1) caréné étant prévues pour que les trois points de poussées aptes à être générées par les nacelles (N1, N2) et le rotor (1) caréné en vol stationnaire et les points de poussées générées par les surfaces aérodynamiques formées par les ailes « canard » (W1, W2), les ailes (A1, A2) et les volets mobiles (V1, V2) en vol horizontal restent les mêmes. 3.Aéronef convertible selon la revendication 1 ou la revendication 2, comprenant un empennage muni d'au moins un stabilisateur (S2) et d'au moins une dérive (D3), équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur (P2) et d'au moins une gouverne de direction (D3). 4. Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le pivotement des volets (V1, V2), le pas ou la puissance délivrée aux rotors (R1, R2), le rotor caréné (1) horizontal et les moyens de contrôle conventionnels (P1, P2, D1, D2, D3) sont couplés par des moyens mécaniques et/ou électriques et/ou électroniques permettant ainsi d'assurer une grande qualité de contrôle et de compensation de l'aéronef dans toutes les phases de vol. 5. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que chaque nacelle comporte un carter (4) solidaire du carénage par le moyen d'une traverse dont les deux extrémités sont fixées au carénage. 6. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que chaque nacelle comprend une autre traverse formant une croix à l'intérieur du carénage. 7. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce 10 que les nacelles (N1, N2) sont orientables sur un secteur angulaire d'environ 95° entre un mode hélicoptère et un mode avion et maintenables dans toute position intermédiaire lors d'une quelconque phase de vol. 8.Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé 15 en ce que les contrôles en roulis, en tangage et en lacet de l'aéronef s'effectuent en commandant de manière différentielle ou symétrique la position des volets (V1, V2), des moyens de contrôle conventionnels (P1, P2, D1, D2, D3) de l'empennage, ainsi qu'en modifiant la poussée exercée par le rotor caréné (1) horizontal. 20 9.Aéronef convertible selon la revendication 1 ou la revendication 2, selon lequel lesdites ailes (A1, A2) sont en position haute et fixe. 25 10. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque volet (V1, V2) s'étend sur sensiblement la totalité de la section intérieure de la nacelle (N1, N2) où il est installé et est disposé dans un plan comprenant le prolongement de l'axe de rotation du rotor. 30 11.Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins un moteur thermique (M) est positionné dans le fuselage(F) et entraîne, par transmission mécanique, les rotors (R1, R2) situés dans les nacelles (N1, N2). 12. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque nacelle (N1, N2) comprend un carter (4, 5), qui accueille une boîte mécanique de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas de chaque rotor (R1, R2). 13. Aéronef convertible selon la revendication 11, dans lequel au moins un 10 générateur électrique (B) est accouplé au(x) moteur thermique (M) et à au moins un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les carters (4, 5). 15 14. Aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que les gaz d'échappement du moteur thermique (M) sont éjectés sur le dessus du fuselage (F) par au moins une ouverture (H). 15. Aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce que l'air alimente le 20 moteur thermique par le dessus du fuselage (F) au moyen d'au moins une ouverture (El, E2). 16. Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que l'aéronef est équipé de moyens de commande et de leur 25 transmission, couplés aux volets, aux surfaces mobiles de l'empennage arrière, aux rotors en bout d'aile, et au rotor caréné horizontal, tout mouvement des volets (V1, V2), des nacelles (N1, N2), toute modification dissymétrique de la poussée des rotors (R1, R2), ou toute modification de la poussée du rotor caréné horizontal (1) pouvant être utilisés à des fins de compensation 30 aérodynamique, afin de maintenir l'aéronef en équilibre stable à tout moment du vol. 17. Aéronef selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que le pas des rotors est variable pour permettre l'activation différentielle des volets (V1, V2), de la poussée des rotors (R1, R2) et du rotor caréné (1) horizontal. 18. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel on mouvemente au moins l'un desdits volets (V1, V2) de manière à ce qu'ils présentent des positions non symétriques de part et d'autre du fuselage (F). 19. Procédé de contrôle d'un aéronef selon la revendication 18, dans lequel on commande les rotors (R1, R2) situés de part et d'autre du fuselage (F) de sorte à générer une poussée non symétrique de part et d'autre du fuselage (F). 20. Procédé de contrôle d'un aéronef selon la revendication 19, dans lequel la 15 poussée non symétrique de part et d'autre du fuselage (F) est obtenue en créant une dissymétrie du pas des rotors (R1, R2) situés de part et d'autre du fuselage (F) 21. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des 20 revendications 18 à 20, dans lequel le basculement des nacelles (N1, N2) demeure symétrique de part et d'autre du fuselage (F). 22. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 18 à 21, dans lequel, en mode hélicoptère, lorsque le volet de la 25 nacelle N1 est pivoté Niers l'arrière, tandis que le volet de la nacelle N2 est pivoté vers l'avant, le nez de l'aéronef s'oriente du côté de la nacelle N2, en mode avion, lorsque le volet V1 est pivoté vers le haut et que le volet V2 est pivoté vers le bas, l'aéronef effectue un mouvement de roulis du côté de la nacelle N2, tout comme un avion classique 30 23. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 18 à 22, dans lequel, en mode avion, une poussée plus grandede la nacelle NI provoque un mouvement de lacet vers le côté de la nacelle N2 opposée, en mode hélicoptère, une poussée plus grande de la nacelle N1 provoque un mouvement de roulis vers le côté de la nacelle opposée N2, et réciproquement. 24. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 18 à 23, dans lequel, en mode hélicoptère, une poussée plus grande du rotor caréné horizontal (1) et/ou un pivotement des deux volets (V1, V2) vers l'arrière permet de générer un couple piqueur. A l'inverse, quand les volets (V1, V2) sont mouvementés vers l'avant, ou que la poussée du fan horizontal 1 diminue, l'aérônef cabre, en mode avion, un pivotement des volets (V1, V2) vers le haut génère un couple cabreur, tandis qu'un mouvement des volets (V1, V2) vers le bas génère un couple piqueur.15