FR 3071223 A1 20190322 FR 1770983 A 20170919 Hélicoptère hybride comportant des hélices de propulsion inclinées La présente invention est du domaine des hélicoptères hybrides, à savoir des aéronefs à voilure tournante équipés d'une propulsion auxiliaire. La présente invention concerne un hélicoptère hybride comportant des hélices de propulsion inclinées vis-à-vis d'une direction longitudinale de l'hélicoptère hybride. Un aéronef à voilure tournante, désigné également « giravion » comporte classiquement un fuselage, au moins un rotor principal et une installation motrice. Chaque rotor principal est muni d'une pluralité de pales et est entraîné en rotation par l'installation motrice, assurant ainsi la sustentation et éventuellement la propulsion de l'aéronef. L'installation motrice comporte par exemple au moins un turbomoteur et une boîte de transmission mécanique de puissance disposée entre chaque turbomoteur et le rotor principal. Un aéronef à voilure tournante est également pourvu traditionnellement d'un dispositif anticouple assurant une fonction anticouple afin de s'opposer à un couple en lacet de l'aéronef. Ce couple en lacet se compose principalement d'un couple rotor généré par la rotation du rotor principal ainsi que, pour une part plus réduite, par des couples dus à des phénomènes secondaires constitués par exemple par les actions du flux d'air généré par la rotation du rotor principal sur le fuselage de l'aéronef, sur sa poutre de queue et les empennages qu'elle comporte le cas échéant. Ces phénomènes secondaires peuvent également être provoqués par le vent que peut subir l'aéronef ou par des mouvements de l'aéronef. De fait, ce couple en lacet a tendance à 2 faire tourner le fuselage de l'aéronef autour d'un axe instantané de rotation passant par le centre de rotation du rotor principal ou bien étant proche de ce centre de rotation et en sens inverse de la rotation du rotor principal. Cet axe instantané de rotation est 5 généralement proche de l'axe de lacet de l'aéronef, voire sensiblement confondu avec lui. Un dispositif anticouple est constitué par exemple par un rotor auxiliaire agencé sur une extrémité arrière d'une poutre de queue de l'aéronef et dénommé « rotor arrière » ou bien « rotor 10 anticouple » ou encore « rotor de queue » par l'homme du métier. On rappelle qu'un repère (X,Y,Z) est généralement attaché à un aéronef et formé par une direction longitudinale X s'étendant de l'avant vers l'arrière de l'aéronef, une direction d'élévation Z s'étendant de bas en haut perpendiculairement à la direction 15 longitudinale X et une direction transversale Y s'étendant de la gauche vers la droite de l'aéronef, perpendiculairement aux directions longitudinale X et d'élévation Z. La direction longitudinale X est parallèle à l'axe de roulis de l'aéronef, la direction transversale Y est parallèle à son axe de tangage et la 20 direction d'élévation Z est parallèle à son axe de lacet. Dans ces conditions, un hélicoptère hybride est un aéronef à voilure tournante comportant au moins un rotor principal, un fuselage et une installation motrice ainsi qu'une propulsion auxiliaire. Un hélicoptère hybride peut également comporter une 25 surface sustentatrice, composée généralement de deux ailes situées de part et d'autre du fuselage ainsi qu'un ou plusieurs empennages sensiblement horizontal(aux) et/ou vertical(aux) positionnés à une extrémité de l'aéronef, typiquement sur une poutre de queue de l'aéronef. La propulsion auxiliaire peut être formée par une ou plusieurs hélices de propulsion, par 3 exemple deux hélices de propulsion positionnées de part et d'autre du fuselage. On connait dans l'art antérieur de nombreuses réalisations d'hélicoptères hybrides comportant une propulsion auxiliaire. 5 Par exemple, le document WO 2009/108178 décrit un giravion comportant un fuselage, deux rotors principaux coaxiaux et contrarotatifs ainsi que deux hélices carénées agencées à l'arrière du fuselage, de part et d'autre d'une ligne médiane longitudinale. Chaque hélice fournit une poussée horizontale permettant au 10 giravion d'atteindre des vitesses d'avancement élevées. Les deux hélices peuvent être orientées parallèlement à une direction longitudinale du giravion ou bien inclinées vis-à-vis de cette direction longitudinale de sorte que leurs axes de poussée ne soient plus parallèles. 15 Le document US 2009/0014580 décrit un giravion comportant un fuselage, au moins un rotor principal et deux hélices carénées agencées de part et d'autre du fuselage. Les deux hélices sont orientables autour d'un axe transversal et munies respectivement d'un volet mobile permettant de diriger le flux d'air après avoir 20 traversé l'hélice. En position verticale, chaque hélice génère une poussée verticale s'ajoutant à la portance générée par chaque rotor principal pour les vols stationnaires et à basse vitesse d'avancement. Le volet mobile permet alors un contrôle en lacet du giravion. En position horizontale, chaque hélice génère une 25 poussée horizontale s'ajoutant à la force aérodynamique vers l'avant générée par chaque rotor principal pour les vols de croisière à grande vitesse d'avancement. Le volet mobile permet alors un contrôle en roulis du giravion. On connait également le document FR 2983171 qui décrit un 30 giravion comportant un fuselage, un rotor principal et deux hélices 4 agencées à l'arrière du fuselage, de part et d'autre d'une ligne médiane longitudinale. Ces deux hélices sont inclinées de sorte que leurs axes de poussée convergent vers l'avant du giravion. De fait, ces deux hélices permettent d'assurer simultanément une 5 poussée longitudinale du giravion tout en conservant une poussée transversale pour la fonction anticouple, ces deux poussées pouvant être pilotées indépendamment. Pour un hélicoptère hybride, la propulsion auxiliaire a pour fonction principale la génération d'une force de poussée 10 longitudinale permettant à l'aéronef d'atteindre des vitesses d'avancement élevées en vol de croisière. Le cas échéant, chaque surface sustentatrice de l'hélicoptère hybride assure une participation à sa sustentation. De la sorte, un hélicoptère hybride peut parcourir de grandes distances à des vitesses d'avancement 15 élevées en vol de croisière. Cette propulsion auxiliaire, lorsqu'elle est formée par deux hélices de propulsion situées de part et d'autre du fuselage de l'hélicoptère hybride, permet également de générer, lorsque les deux hélices de propulsion fournissent des poussées 20 différentielles, un moment autour d'un axe instantané de rotation sensiblement vertical de l'aéronef passant par son centre de gravité ou bien en étant proche, et également proche, voire confondu avec son axe de lacet. Ce moment généré par les hélices de propulsion s'oppose ainsi au couple en lacet de l'hélicoptère 25 hybride. Ce moment peut également générer un mouvement de l'hélicoptère hybride autour de son axe de lacet. La valeur de ce moment est fonction d'une part des forces de poussée des hélices de propulsion, et en particulier de leur différence, et d'autre part de l'écartement selon la direction 30 transversale Y de l'axe de poussée de chaque hélice de propulsion par rapport à l'axe de lacet, l'axe de poussée de chaque hélice de 5 propulsion étant généralement parallèle à la direction longitudinale X de l'aéronef. L'axe de lacet étant proche du centre de rotation du rotor principal voire passant par ce centre de rotation, cet écartement selon la direction transversale Y de l'axe de poussée 5 de chaque hélice de propulsion peut être considéré par rapport à la position du centre de rotation du rotor principal et correspond au bras de levier selon la direction transversale Y appliqué à la force de poussée de chaque hélice de propulsion et définissant ainsi ce moment. 10 Par ailleurs, ce moment généré par les hélices de propulsion est nécessaire principalement lors des vols stationnaires et à faible vitesse d'avancement afin d'équilibrer le couple en lacet de l'hélicoptère hybride, le couple rotor généré par la rotation du rotor principal étant maximum dans ces phases de vol. En effet, lors des 15 vols de croisière à vitesse d'avancement élevée, ce couple rotor est plus faible qu'en vols stationnaires et à faible vitesse d'avancement, le rotor principal d'un hélicoptère hybride voyant généralement sa vitesse de rotation réduite lors d'un vol de croisière. De plus, un hélicoptère hybride comporte généralement 20 un ou plusieurs empennages sensiblement verticaux susceptibles de générer, lors des vols de croisière, une force aérodynamique transversale s'opposant partiellement, voire totalement, au couple en lacet de l'hélicoptère hybride. Dès lors, un seul paramètre lié à la géométrie de l'aéronef, à 25 savoir l'écartement transversal de chaque hélice de propulsion par rapport à la position du centre de rotation du rotor principal, a une influence sur ce moment généré par les hélices de propulsion et permettant d'équilibrer le couple en lacet de l'hélicoptère hybride au cours des vols stationnaires et à faible vitesse d'avancement. 30 Par ailleurs, un hélicoptère hybride a également des contraintes d'encombrement limitant notamment ces dimensions transversales 6 et, de fait, l'implantation des hélices de propulsion et, par suite, limitant leur bras de levier selon la direction transversale Y. En conséquence, les possibilités d'influencer ce moment sont limitées et peuvent obliger à augmenter la puissance consommée par les 5 hélices de propulsion pour compenser un bras de levier limité selon la direction transversale Y. Une telle augmentation de la puissance consommée par les hélices de propulsion s'accompagne défavorablement d'une augmentation de la puissance de l'installation motrice et, par suite, de sa masse généralement au 10 détriment de la charge utile transportable par l'hélicoptère hybride et/ou de son rayon d'action. La présente invention a alors pour objet de proposer un hélicoptère hybride permettant de s'affranchir des limitations mentionnées ci-dessus et d'augmenter la valeur du moment généré 15 par les hélices de propulsion d'un hélicoptère hybride lors de vols stationnaires et de vols à faible vitesse d'avancement équilibrant le couple en lacet de l'hélicoptère hybride, indépendamment de la puissance consommée par chaque hélice de propulsion. La présente invention permet ainsi de limiter la masse de l'installation 20 motrice de l'hélicoptère hybride de sorte à améliorer sa charge utile transportable et/ou son rayon d'action. La présente invention permet également d'augmenter le nombre de paramètres géométriques liés à un hélicoptère hybride, et en particulier à l'implantation de ses hélices de propulsion, influençant la valeur de 25 ce moment généré par les hélices de propulsion. Selon l'invention, un hélicoptère hybride est défini dans un repère orthogonal direct (X,Y,Z), une direction longitudinale X s'étendant de l'avant de l'hélicoptère hybride vers l'arrière de l'hélicoptère hybride, une direction d'élévation Z s'étendant de bas 30 en haut perpendiculairement à la direction longitudinale X et une direction transversale Y s'étendant de la gauche vers la droite de 7 l'hélicoptère hybride, perpendiculairement aux directions longitudinale X et d'élévation Z. Dès lors, le terme « longitudinal » est relatif à toute direction parallèle à la direction longitudinale X, le terme « transversal » est 5 relatif à toute direction parallèle à la direction transversale Y et les expressions « d'élévation » et « verticale » sont relatives à toute direction parallèle à la direction d'élévation Z. Un plan avant-arrière XZ de l'hélicoptère hybride peut aussi être défini perpendiculairement à la direction transversale Y. Ce 10 plan avant-arrière XZ s'étend d'une extrémité avant de l'hélicoptère hybride vers une extrémité arrière de l'hélicoptère hybride, parallèlement à la direction d'élévation Z. Ce plan avant-arrière XZ est ainsi formé par la direction longitudinale X et la direction d'élévation Z précédemment définies. Ce plan avant-arrière XZ est 15 en principe vertical lorsque l'hélicoptère hybride est au sol. Un plan horizontal XY peut également être défini perpendiculairement à la direction d'élévation Z, ce plan horizontal XY étant formé par la direction longitudinale X et la direction transversale Y. Selon l'invention, un hélicoptère hybride comporte : 20 - un fuselage, - un rotor principal en rotation autour d'un centre de rotation A, - au moins deux hélices de propulsion situées transversalement de part et d'autre du plan avant-arrière XZ de l'hélicoptère hybride, chaque hélice de propulsion comportant un axe de 25 poussée Pd,Pg selon lequel une force de poussée Fd,Fg est générée lors d'une rotation de l'hélice de propulsion, et - une installation motrice entrainant en rotation le rotor principal et chaque hélice de propulsion. La direction longitudinale X est parallèle à l'axe de roulis de 30 l'hélicoptère hybride, la direction transversale Y est parallèle à son 8 axe de tangage et la direction d'élévation Z est parallèle à son axe de lacet. Par ailleurs, le centre de rotation A du rotor principal est proche de l'axe de lacet de l'hélicoptère hybride, sans être 5 obligatoirement situé sur l'axe de lacet. Le centre de rotation A du rotor principal ainsi que l'axe de lacet sont généralement situés sur le plan avant-arrière XZ de l'hélicoptère hybride. L'hélicoptère hybride selon l'invention comporte de préférence un seul rotor principal. Ce rotor principal est muni de 10 plusieurs pales principales et forme lors de sa rotation une voilure tournante. Ce rotor principal assure de la sorte la sustentation de l'hélicoptère hybride, voire sa propulsion. L'hélicoptère hybride selon l'invention peut également comporter une surface sustentatrice formée par au moins deux ailes situées de part et 15 d'autre du fuselage de l'hélicoptère hybride. Cette surface sustentatrice est susceptible de participer à la sustentation de l'hélicoptère hybride, principalement lors des vols de croisière à des vitesses d'avancement élevées. L'hélicoptère hybride selon l'invention peut aussi comporter 20 un ou plusieurs empennages sensiblement horizontal(aux) et/ou vertical(aux) positionnés à une extrémité de l'aéronef, par exemple sur une poutre de queue. Ces empennages participent notamment à la stabilisation aérodynamique de l'hélicoptère hybride. Chaque empennage vertical permet également, en vol de croisière, de 25 générer une force aérodynamique transversale afin de participer partiellement, voire totalement, à la fonction anticouple s'opposant de la sorte au couple en lacet de l'hélicoptère hybride et/ou susceptible de générer un mouvement de l'hélicoptère hybride autour de cet axe de lacet. 9 Chaque hélice de propulsion comporte plusieurs pales secondaires générant lors de leurs rotations une force de poussée Fd,Fg et constitue ainsi une propulsion auxiliaire de l'hélicoptère hybride assurant de la sorte la propulsion de l'hélicoptère hybride. 5 De plus, les hélices de propulsion permettent en fournissant des forces de poussée Fd,Fg différentes de générer un moment afin de participer à la fonction anticouple en s'opposant au couple en lacet de l'hélicoptère hybride et/ou afin de générer un mouvement de l'hélicoptère hybride autour de son axe de lacet. 10 Lorsque l'hélicoptère hybride selon l'invention comporte des ailes situées de part et d'autre du fuselage et constituant une surface sustentatrice, au moins une hélice de propulsion peut être agencée sur l'une des ailes. Le rotor principal et chaque hélice de propulsion sont 15 entrainés en rotation par une installation motrice, le rotor principal ayant généralement une vitesse de rotation différente des hélices de propulsion. L'installation motrice comporte un ou plusieurs moteurs, par exemple un ou plusieurs turbomoteurs, une boîte de transmission mécanique principale de puissance et des boîtes de 20 transmission mécanique auxiliaire de puissance. La boîte de transmission mécanique principale de puissance relie chaque moteur au rotor principal pour l'entraîner en rotation et chaque boîte de transmission mécanique auxiliaire de puissance relie la boîte de transmission mécanique principale de puissance à une 25 hélice de propulsion pour l'entraîner également en rotation. L'hélicoptère hybride selon l'invention est remarquable en ce que l'axe de poussée Pd,Pg de chaque hélice de propulsion est incliné par rapport à la direction longitudinale X, la force de poussée Fd,Fg générée par chaque hélice de propulsion en rotation 30 comportant une composante longitudinale et une composante 10 transversale, et en ce que chaque hélice de propulsion est décalée longitudinalement par rapport au centre de rotation A du rotor principal de sorte que la composante longitudinale et la composante transversale de la force de poussée Fd,Fg de chaque 5 hélice de propulsion génèrent respectivement, au cours d'un vol stationnaire ou d'un vol à faible vitesse d'avancement de l'hélicoptère hybride, un moment équilibrant le couple en lacet de l'hélicoptère hybride. Dans l'art antérieur, l'axe de poussée de chaque hélice de 10 propulsion d'un hélicoptère hybride est généralement agencé parallèlement à la direction longitudinale X de l'hélicoptère hybride afin que la force de poussée d'une hélice de propulsion soit utilisée entièrement afin de générer l'avancement de l'hélicoptère hybride en vol de croisière. Ces hélices de propulsion peuvent 15 également générer, lors d'un vol stationnaire par exemple, un moment Mstat s'opposant au couple en lacet de l'hélicoptère hybride en fournissant des forces de poussée différentes. La contribution de chaque hélice de propulsion à ce moment Mstat est le produit de la force de poussée de l'hélice de propulsion par le bras de 20 levier transversal. Avantageusement, l'axe de poussée Pd,Pg de chaque hélice de propulsion de l'hélicoptère hybride selon l'invention est incliné par rapport à la direction longitudinale X, l'axe de poussée Pd,Pg d'une hélice de propulsion formant avec la direction longitudinale X 25 un angle Od,Og dans un plan parallèle au plan horizontal XY. Chaque angle Od,Og est ainsi défini autour d'une direction verticale parallèle à la direction d'élévation Z. Cet angle Od,Og entre la direction longitudinale X et l'axe de poussée Pd,Pg d'une hélice de propulsion caractérise l'inclinaison de chaque axe de poussée Pd,Pg. Cet angle 30 Od,Og est de préférence identique pour chaque hélice de propulsion. 11 Dès lors, les hélices de propulsion étant positionnées transversalement de part et d'autre du plan avant-arrière XZ, et de fait du centre de rotation A et de l'axe de lacet de l'hélicoptère hybride, avec un décalage transversal, la composante longitudinale 5 de la force de poussée Fd,Fg de chaque hélice de propulsion génère l'apparition d'un couple autour d'un axe instantané de rotation passant par le centre de rotation A du rotor principal de l'hélicoptère hybride ou étant proche de ce centre de rotation, avec un bras de levier égal à ce décalage transversal. 10 De même, les hélices de propulsion étant positionnées longitudinalement en avant ou bien en arrière du centre de rotation A du rotor principal, et de fait en avant ou bien en arrière de l'axe de lacet de l'hélicoptère hybride qui est proche du centre de rotation A, avec un décalage longitudinal, la composante 15 transversale de la force de poussée Fd,Fg de chaque hélice de propulsion génère l'apparition d'un couple autour de cet axe instantané de rotation de l'hélicoptère hybride avec un bras de levier égal à ce décalage longitudinal. Cet axe instantané de rotation de l'hélicoptère hybride étant 20 généralement proche, voire sensiblement confondu avec l'axe de lacet, et proche du centre de rotation A du rotor principal, le bras de levier de chaque force de poussée Fd,Fg contribuant à l'apparition de ce moment Mstat peut être défini par rapport à ce centre de rotation A. En effet, le centre de rotation A est un centre 25 mécanique de sorte que la distance entre ce centre de rotation A et la position de chaque hélice de propulsion peut être déterminée précisément. Par contre, l'axe instantané de rotation de l'hélicoptère hybride et l'axe de lacet sont des axes théoriques dont la position peut évoluer au cours du vol de l'aéronef. Leurs 30 positions sont donc plus difficiles à définir de façon fiable et précise. Avantageusement, les écarts entre ces axes et le centre 12 de rotation A restent faibles de sorte que l'utilisation de la position de ce centre de rotation A pour déterminer chaque bras de levier constitue une approximation fiable. En conséquence, la composante longitudinale et la 5 composante transversale de la force de poussée Fd,Fg générée par chaque hélice de propulsion en rotation génèrent simultanément et respectivement un couple. Lors d'un vol de croisière, les forces de poussée Fd,Fg des hélices de propulsion sont orientées vers l'avant de l'hélicoptère 10 hybride et sont sensiblement de même intensité. De fait, les couples générés par les forces de poussée Fd,Fg de ces hélices de propulsion s'équilibrent et produisent donc peu d' effet sur l'hélicoptère hybride. Avantageusement, dans le cas d'un vol stationnaire ou bien 15 d'un vol à faible vitesse d'avancement pour lequel le couple en lacet de l'hélicoptère hybride est important et dû essentiellement au couple rotor généré par la rotation du rotor principal, les forces de poussée Fd,Fg des hélices de propulsion positionnées transversalement de part et d'autre du plan avant-arrière XZ 20 exercent des forces de poussée Fd,Fg différentes. Des lors, les couples générés par les forces de poussée Fd,Fg de ces hélices de propulsion se combinent, voire s'ajoutent, pour former un moment Mstat équilibrant le couple en lacet de l'hélicoptère hybride, à savoir principalement le couple rotor généré par la rotation du rotor 25 principal ainsi que, pour une part plus réduite, des couples générés par des phénomènes secondaires constitués par exemple par l'action du flux d'air généré par la rotation du rotor principal sur le fuselage, la poutre de queue et le cas échéant les empennages de l'hélicoptère hybride, par le vent subi par l'hélicoptère hybride ou 30 encore par des mouvements de l'hélicoptère hybride. 13 En particulier, les forces de poussée Fd,Fg générées par les hélices de propulsion positionnées transversalement de part et d'autre du plan avant-arrière XZ peuvent être orientées dans des directions sensiblement opposées pour générer un moment Mstat 5 maximum. La direction de la force de poussée Fd,Fg de chaque hélice de propulsion de part et d'autre du plan avant-arrière XZ est alors définie en fonction de l'orientation du couple en lacet de l'hélicoptère hybride, et, de fait, en fonction du sens de rotation du rotor principal. 10 Avantageusement, l'inclinaison des axes de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion permet d'augmenter le moment Mstat généré par les forces de poussée Fd,Fg des hélices de propulsion de l'hélicoptère hybride selon l'invention par rapport à des hélices de propulsion agencées parallèlement à la direction longitudinale X 15 pour une puissance consommée identique. Par exemple, pour un hélicoptère hybride selon l'invention comportant deux hélices de propulsion respectivement droite et gauche situées de part et d'autre du plan avant-arrière XZ de l'hélicoptère hybride et décalées longitudinalement par rapport au 20 centre de rotation A du rotor principal, le moment Mstat généré par les forces de poussée Fd,Fg des deux hélices de propulsion peut être déterminé de façon fiable et précise dans le cas où une première force de poussée Fd,Fg est orientée vers l'avant, et donc d'intensité considérée négative, de l'hélicoptère hybride et une 25 seconde force de poussée Fd,Fg est orientée vers l'arrière et donc d'intensité considérée positive de l'hélicoptère hybride, par exemple pour un vol stationnaire, par la relation suivante : Mstat = Fd. ((yd - yRot). COS(0d) - (xd - xR0t). sin(ed)) + Fg. ((yg - yRot). cos(199) - (x9 - xR0t). sin(199)), 14 Fd,Fg étant l'intensité de la force de poussée Fd,Fg générée par la rotation de l'hélice de propulsion respectivement droite et gauche, xd,x9 étant la coordonnée longitudinale de l'hélice de propulsion respectivement droite et gauche dans le repère (X,Y,Z), 5 yd,yg étant la coordonnée transversale de l'hélice de propulsion respectivement droite et gauche dans le repère (X,Y,Z), XRot étant la coordonnée longitudinale du centre de rotation A du rotor principal dans le repère (X,Y,Z), YRot étant la coordonnée transversale du centre de rotation A du 10 rotor principal dans le repère (X,Y,Z), et ed,Og étant l'angle entre la direction longitudinale X et l'axe de poussée Pd,Pg de l'hélice de propulsion respectivement droite et gauche, cet angle ed,Og étant considéré positif selon le sens trigonométrique. 15 On constate que cette augmentation du moment Mstat par rapport à l'art antérieur est liée à l'inclinaison de l'axe de poussée Pd,Pg de chaque hélice de propulsion caractérisée par l'angle ed,Og combinée au bras de levier longitudinal selon la direction longitudinale X appliquée à la force de poussée Fd,Fg de chaque 20 hélice de propulsion, ce bras de levier longitudinal étant égal à la différence entre les positions longitudinales d'une hélice de propulsion et du centre de rotation A du rotor principal. Cette augmentation du moment Mstat est obtenue avec une légère baisse de la force de traction Ftract fournie conjointement par 25 les hélices de propulsion de l'hélicoptère hybride pour l'avancement de l'hélicoptère hybride, seules les composantes longitudinales des forces de poussée Fd,Fg des hélices de propulsion contribuant à cette force de traction. En effet, les composantes transversales sont opposées et s'annulent lors d'un 15 vol de croisière. Cette force de traction F tract est alors définie par la relation suivante : Ftract = Fd- COS(19d) ± Fg. cos(199). En conséquence, l'inclinaison de l'axe de poussée Pd,Pg de 5 chaque hélice de propulsion de l'hélicoptère hybride selon l'invention équivaut avantageusement à augmenter artificiellement le bras de levier efficace de chaque force de poussée Fd,Fg contribuant à l'apparition du moment Mstat en vol stationnaire par exemple, au prix d'une légère perte d'efficacité de chaque hélice 10 de propulsion en vol de croisière. L'augmentation de l'angle Od,0.9 entre la direction longitudinale X et l'axe de poussée Pd,Pg d'une hélice de propulsion provoque une augmentation de ce moment Mstat en vol stationnaire et en vol à faible vitesse d'avancement ainsi qu'une baisse de la 15 force de traction F - tract fournie conjointement par les hélices de propulsion en vol de croisière. Dès lors, l'angle Od,0.9 est défini de sorte à obtenir un compromis entre l'augmentation du moment Mstat et la fourniture d'une force de traction F tract suffisante pour la réalisation de vols de croisière. L'angle Od,0.9 est de préférence 20 faible afin de ne pas dégrader de façon importante cette force de traction F tract en vol de croisière, tout en permettant un gain sur le moment Mstat en vol stationnaire. Suivant, la géométrie de l'appareil, cet angle Od,0.9 est compris entre 00 et un angle maximum Oinax défini en fonction de sa position relative de l'hélice 25 de propulsion par rapport au centre de rotation A du rotor principal tel que Bina), = atan(x-xrot) . Par exemple, cet angle maximum Omax 3/-yrot est égal à 100 . On peut noter que pour un angle Od,0.9 compris entre 30 et 50 , l'augmentation du moment Mstat est de l'ordre de 1% en vol 16 stationnaire pour une baisse de la force de traction F tract de l'ordre de 0.25% en vol de croisière. Les bras de levier longitudinal et transversal appliqués à la force de poussée Fd,Fg de chaque hélice de propulsion n'ont aucun 5 effet direct sur la force de traction F tract, mais permettent de modifier la valeur du moment Mstat. Toutefois, ces bras de levier sont liés directement à l'implantation des hélices de propulsion sur l'hélicoptère hybride ainsi qu'a l'implantation des chaînes de transmission mécanique nécessaire à l'entraînement en rotation de 10 chaque hélice de propulsion. Dès lors, les positions longitudinale xd,x9 et transversale yd,yg de chaque hélice de propulsion peuvent être définies afin de permettre un bon positionnement du centre de gravité et un bon comportement en vol de l'hélicoptère hybride tout en permettant 15 une optimisation du moment Mstat équilibrant le couple en lacet de l'hélicoptère hybride lors d'un vol stationnaire grâce aux inclinaisons des hélices de propulsion. Par ailleurs, la position longitudinale xd,x9 de chaque hélice de propulsion par rapport au centre de rotation A du rotor principal 20 a également une influence sur le sens de l'inclinaison des axes de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion. En effet, selon qu'une hélice de propulsion est en avant ou bien arrière selon la direction longitudinale X du centre de rotation A du rotor principal, l'inclinaison des axes de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion 25 doit être adaptée de sorte que les composantes longitudinale et transversale de chaque force de poussée Fd,Fg contribuent à générer un moment Mstat équilibrant le couple en lacet de l'hélicoptère hybride. Selon un premier mode de réalisation, les hélices de 30 propulsion sont agencées en arrière du centre de rotation A du 17 rotor principal selon la direction longitudinale X et les axes de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion convergent alors l'un vers l'autre vers l'arrière de l'hélicoptère hybride. Selon un second mode de réalisation, les hélices de 5 propulsion sont agencées en avant du centre de rotation A du rotor principal selon la direction longitudinale X et les axes de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion convergent alors l'un vers l'autre vers l'avant de l'hélicoptère hybride. Avantageusement, l'inclinaison des axes de poussée Pd,Pg 10 des hélices de propulsion de l'hélicoptère hybride selon l'invention et les décalages longitudinaux et transversaux des positions des hélices de propulsion vis-à-vis de la position du centre de rotation A du rotor principal de cet hélicoptère hybride permettent ainsi une optimisation de l'efficacité de ces hélices de propulsion entre les 15 vols stationnaires et les vols d'avancement, sans modification de la puissance disponible au sein de l'hélicoptère hybride. En conséquence, la puissance de l'installation motrice d'un aéronef à voilure tournante étant généralement déterminée pour le besoin de puissance en vol stationnaire qui est la phase de vol la 20 plus exigeante en termes de puissance, l'hélicoptère hybride selon l'invention permet avantageusement de diminuer la puissance demandée à l'installation motrice et, par suite, d'améliorer les performances en vol stationnaire, par exemple sa masse maximum. Seules les performances de l'hélicoptère hybride selon l'invention 25 en vol de croisière peuvent se trouver légèrement dégradées, mais ces cas de vols demandent généralement une puissance inférieure aux vols stationnaires et à faibles vitesses d'avancement. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples 18 de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - la figure 1, une vue d'un hélicoptère hybride, - les figures 2 et 3, deux vues de dessus d'un hélicoptère 5 hybride de l'art antérieur, et - les figures 4 à 7, des vues de dessus d'un hélicoptère hybride selon l'invention. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. 10 Chaque figure représente un hélicoptère hybride 10,20 comportant un fuselage 11, une poutre de queue 16, un rotor principal 12, deux hélices de propulsion 13 et deux ailes 15. Cet hélicoptère hybride 10,20 comporte une installation motrice entraînant en rotation le rotor principal 12 et les hélices de 15 propulsion 13. Les figures 2 et 3 représentent un hélicoptère hybride 20 de l'art antérieur alors que les figures 4 à 7 représentent deux modes de réalisation d'un hélicoptère hybride 10 selon l'invention. Sur chaque figure, on note que trois directions X, Y et Z sont 20 représentées et forment un repère orthogonal (X,Y,Z). La première direction X est dite longitudinale et s'étend de l'avant vers l'arrière de l'hélicoptère hybride 10,20, c'est à dire de la pointe avant du fuselage 11 de l'hélicoptère hybride 10,20 à l'extrémité arrière de sa poutre de queue 16. Le terme 25 « longitudinal » est relatif à toute direction parallèle à la direction longitudinale X. La deuxième direction Y est dite transversale et s'étend de la gauche vers la droite de l'hélicoptère hybride 10,20. Le terme 19 « transversal » est relatif à toute direction parallèle à la direction transversale Y. Enfin, la troisième direction Z est dite d'élévation et s'étend de bas en haut. Les expressions « d'élévation » et « verticale » 5 sont relatives à toute direction parallèle à la direction d'élévation Z. Le rotor principal 12 de l'hélicoptère hybride 10,20 est muni d'une pluralité de pales principales 121 et permet lors de sa rotation autour d'un centre de rotation A de générer une force 10 aérodynamique permettant la sustentation, voire la propulsion de l'hélicoptère hybride 10,20. Ce centre de rotation A du rotor principal 12 est proche de l'axe de lacet de l'hélicoptère hybride 10,20. Les deux hélices de propulsion 13 sont situées 15 transversalement de part et d'autre d'un plan avant-arrière XZ de l'hélicoptère hybride 10,20 formé par les directions longitudinale X et d'élévation Z et en particulier de part et d'autre du fuselage 11. Chaque hélice de propulsion 13 est munie d'une pluralité de pales secondaires 131 et permet lors de sa rotation de générer une force 20 de poussée Fd,Fg orientée selon un axe de poussée Pd,Pg de l'hélice de propulsion 13 entraînant l'avancement de l'hélicoptère hybride 10,20. Les deux ailes 15 s'étendent transversalement de part et d'autre du fuselage 11 afin de former une surface sustentatrice. 25 Une hélice de propulsion 13 est positionnée respectivement à l'extrémité de chaque aile 15. La poutre de queue 16 comporte à son extrémité arrière un empennage sensiblement horizontal 17 et deux empennages sensiblement verticaux 18. Ces empennages 17,18 participent 20 notamment à la stabilisation aérodynamique de l'hélicoptère hybride 10,20 en vol. Les empennages verticaux 18 permettent également de générer une force aérodynamique transversale en vol de croisière de sorte à s'opposer au moins partiellement au couple 5 en lacet CR de l'hélicoptère hybride 10,20 et/ou à générer un mouvement de l'hélicoptère hybride 10,20 autour de l'axe de lacet. Selon les figures 2 à 7, le rotor principal 12 tourne dans le sens horaire autour du centre de rotation A. Dès lors, le couple en lacet CR est orienté dans le sens antihoraire et appliqué sur le 10 fuselage 11. Les figures 2 et 3 représentent deux vues de dessus d'un hélicoptère hybride 20 de l'art antérieur. Les deux hélices de propulsion 13 sont agencées sur les ailes 15 de sorte que les axes de poussée Pd,Pg des deux hélices de propulsion 13 sont parallèles 15 à la direction longitudinale X. La figure 2 représente l'hélicoptère hybride 20 de l'art antérieur lors d'un vol de croisière alors que la figure 3 le représente lors d'un vol stationnaire. Pour le vol de croisière, on constate que les deux hélices de propulsion 13 fournissent des forces de poussée Fd,Fg identiques 20 orientées vers l'avant de l'hélicoptère hybride 20 de l'art antérieur, selon leurs axes respectifs de poussée Pd,Pg. Les empennages verticaux 18 génèrent deux forces aérodynamiques transversales Fr1,FT2 s'opposant au couple en lacet CR de l'hélicoptère hybride 20. Ces deux forces de poussée Fd,Fg s'additionnent alors pour 25 former une force de traction F tract de l'hélicoptère hybride 20 utilisée pour générer l'avancement de l'hélicoptère hybride 20 et lui permettre de voler avec une vitesse d'avancement élevée. Cette force de traction Fuma fournie conjointement par les deux hélices de propulsion 13 pour un vol de croisière est définie par la relation : 30 Ftract = Fd+ Fg. 21 Pour le vol stationnaire, les deux hélices de propulsion 13 fournissent des forces de poussée Fd,Fg opposées orientées selon leurs axes de poussée Pd,Pg et dirigées pour une première hélice de propulsion 13 vers l'arrière de l'hélicoptère hybride 20 et pour 5 une seconde hélice de propulsion 13 vers l'avant de l'hélicoptère hybride 20. Le rotor principal 12 tournant dans le sens horaire en vue de dessus, la force de poussée Fd de l'hélice de propulsion 13 droite est dirigée vers l'arrière de l'hélicoptère hybride 20 et la force de 10 poussée Fg de l'hélice de propulsion 13 gauche vers l'avant comme représenté sur la figure 3. De la sorte, les forces de poussée Fd,Fg sont utilisées pour générer un moment Mstat s'opposant au couple en lacet CR de l'hélicoptère hybride 20. Ce moment Mstat généré par les deux hélices de propulsion 15 13 pour un vol stationnaire est défini par la relation : Mstat = Fd-(Yd YRot)± Fg.(Yg YRot)- Pour les deux modes de réalisation d'un hélicoptère hybride 10 selon l'invention représentés sur les figures 4 à 7, les deux hélices de propulsion 13 sont agencées à l'extrémité des ailes 15 20 et inclinées de sorte que les axes de poussée Pd,Pg des deux hélices de propulsion 13 sont inclinés vis-à-vis de la direction longitudinale X. Chaque axe de poussée Pd,Pg forme ainsi avec la direction longitudinale X un angle Od,Og dans un plan horizontal parallèle aux directions longitudinale X et transversale Y. 25 Selon le premier mode de réalisation représenté sur les figures 4 et 5, les hélices de propulsion 13 sont agencées en arrière du centre de rotation A du rotor principal 12, la coordonnée longitudinale xd,x9 de chaque hélice de propulsion 13 dans le repère (X,Y,Z) étant supérieure à la coordonnée longitudinale XRot 22 du centre de rotation A du rotor principal 12, et de sorte que leurs axes de poussée Pd,Pg convergent l'un vers l'autre vers l'arrière de l'hélicoptère hybride 10. La figure 4 représente une vue de dessus de l'hélicoptère hybride 10 selon l'invention lors d'un vol de 5 croisière alors que la figure 5 représente une vue de dessus de cet hélicoptère hybride 10 lors d'un vol stationnaire. Pour le vol de croisière, les deux hélices de propulsion 13 fournissent des forces de poussée Fd,Fg de même intensité et orientées vers l'avant de l'hélicoptère hybride 10, selon 10 respectivement leur axe de poussée Pd,Pg. Chaque force de poussée Fd,Fg étant selon l'axe de poussée Pd,Pg, et donc inclinée vis-à-vis de la direction longitudinale X, peut être décomposée en une composante longitudinale et une composante transversale. Les forces de poussée Fd,Fg ayant une même intensité, leurs 15 composantes transversales s'annulent, ces deux composantes transversales étant orientées dans deux directions opposées. Dès lors, les composantes longitudinales de ces deux forces de poussée Fd,Fg s'additionnent pour former une force de traction F tract de l'hélicoptère hybride 10 définie par la relation suivante : 20 Ftract = Fd.COS(19d)± Fg.COS(199). Cette force de traction F tract fournie conjointement par les deux hélices de propulsion 13 est alors utilisée pour générer l'avancement de l'hélicoptère hybride 10 et lui permettre de voler avec une vitesse d'avancement élevée. 25 De plus, lors d'un vol de croisière, les empennages verticaux 18 génèrent deux forces aérodynamiques transversales FT1,FT2 s'opposant au couple en lacet CR de l'hélicoptère hybride 10. Pour le vol stationnaire, les deux hélices de propulsion 13 fournissent des forces de poussée Fd,Fg orientées selon leurs axes 23 de poussée Pd,Pg et dirigées pour une première hélice de propulsion 13 vers l'arrière de l'hélicoptère hybride 10 et pour une seconde hélice de propulsion 13 vers l'avant de l'hélicoptère hybride 10. Le rotor principal 12 tournant dans le sens horaire en 5 vue de dessus, la force de poussée Fd de l'hélice de propulsion 13 droite est dirigée vers l'arrière de l'hélicoptère hybride 10 et la force de poussée Fg de l'hélice de propulsion 13 gauche vers l'avant comme représenté sur la figure 5. Là encore, chaque force de poussée Fd,Fg peut être décomposée en une composante 10 longitudinale et une composante transversale. La composante longitudinale de chaque force de poussée Fd,Fg génère un couple dans le sens horaire en appliquant un bras de levier transversal égal à la différence entre la coordonnée transversale yd,y9 de la force de poussée Fd,Fg et la coordonnée 15 transversale yRot du centre de rotation A du rotor principal 12 dans le repère (X,Y,Z). De plus, la composante transversale de chaque force de poussée Fd,Fg génère également un couple dans le sens horaire en appliquant un bras de levier longitudinal égal à la différence entre la coordonnée longitudinale xg,x,9 de la force de 20 poussée Fd,Fg et la coordonnée longitudinale XRot du centre de rotation A du rotor principal 12. Dès lors, les composantes longitudinales et transversales de ces deux forces de poussée Fd,Fg se combinent avantageusement pour générer un moment Mstat autour du centre de rotation A égal à la somme de ces couples et 25 équilibrant le couple en lacet CR de l'hélicoptère hybride 10. Ce moment Mstat est défini dans le cas d'un vol stationnaire de l'hélicoptère hybride 10 selon ce premier mode de réalisation par la relation suivante : Mstat = Fd.((yd - yRot).cos(Od)- (xd xR0t). sin(ed)) + 30 F. ((yg - yRot).cos(19g) - (x9 xR0t). sin(199)), 24 l'angle Od,Og étant orienté de la direction longitudinale X vers l'axe de poussée Pd,Pg comme représenté sur les figures 4 et 5 et considéré positif selon le sens trigonométrique. On constate que le moment Mstat généré par les hélices de 5 propulsion 13 pour l'hélicoptère hybride 10 selon ce premier mode de réalisation est avantageusement supérieur au moment Mstat d'un hélicoptère hybride 20 de l'art antérieur grâce d'une part à l'inclinaison de l'axe de poussée Pd,Pg de chaque hélice de propulsion 12 et d'autre part au bras de levier longitudinal appliqué 10 à la force de poussée Fd,Fg de chaque hélice de propulsion 13, et plus particulièrement à sa composante transversale. Cette augmentation du moment Mstat s'accompagne d'une légère baisse de la force de traction F tract des hélices de propulsion 13. Selon le second mode de réalisation représenté sur les 15 figures 6 et 7, les hélices de propulsion 13 sont agencées en avant du centre de rotation A du rotor principal 12, la coordonnée longitudinale xd,x9 de chaque hélice de propulsion 13 dans le repère (X,Y,Z) étant inférieure à la coordonnée longitudinale xRot du centre de rotation A du rotor principal 12, et de sorte que leurs 20 axes de poussée Pd,Pg convergent l'un vers l'autre vers l'avant de l'hélicoptère hybride 10. La figure 6 représente une vue de dessus de l'hélicoptère hybride 10 lors d'un vol de croisière alors que la figure 7 représente une vue de dessus de cet hélicoptère hybride 10 lors d'un vol stationnaire. 25 Une telle inclinaison de l'axe de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion 13 selon ce second mode de réalisation combinée à une position longitudinale de chaque hélice de propulsion 13 en avant du centre de rotation A du rotor principal 12 a les mêmes effets sur la force de traction F tract et le moment Mstat que l'inclinaison de 30 l'axe de poussée Pd,Pg des hélices de propulsion 13 selon le 25 premier mode de réalisation combinée à une position longitudinale de ces hélices de propulsion 13 en arrière du centre de rotation A du rotor principal 12, à savoir une augmentation du moment Mstat généré par les hélices de propulsion 13 et une légère baisse de la 5 force de traction F tract des hélices de propulsion 13. Le moment Mstat est alors défini dans le cas d'un vol stationnaire de l'hélicoptère hybride 10 selon ce second mode de réalisation par la même relation que pour le premier mode de réalisation, l'angle Oci3Og étant toujours orienté de la direction 10 longitudinale X vers l'axe de poussée Pd,Pg comme représenté sur les figures 6 et 7 et considéré positif selon le sens trigonométrique. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien 15 qu'il n'est pas concevable d'identifier REVENDICATIONS1. Hélicoptère hybride (10) muni d'une direction longitudinale (X) s'étendant de l'avant dudit hélicoptère hybride (10) vers l'arrière dudit hélicoptère hybride (10), d'une direction d'élévation (Z) s'étendant de bas en haut perpendiculairement à ladite direction longitudinale (X) et d'une direction transversale (Y) s'étendant de la gauche vers la droite dudit hélicoptère hybride (10), perpendiculairement auxdites directions longitudinale (X) et d'élévation (Z), ledit hélicoptère hybride (10) comportant : - un fuselage (11), - un rotor principal (12) en rotation autour d'un centre de rotation (A), - au moins deux hélices de propulsion (13) situées transversalement de part et d'autre d'un plan avant-arrière (XZ) dudit hélicoptère hybride (10) formé par ladite direction longitudinale (X) et ladite direction d'élévation (Z), chaque hélice de propulsion (13) comportant un axe de poussée (Pd,Pg) selon lequel une force de poussée (Fd,Fg) est générée lors d'une rotation de ladite hélice de propulsion (13), et - une installation motrice (14) entrainant en rotation ledit rotor principal (12) et chaque hélice de propulsion (13), caractérisé en ce que ledit axe de poussée (Pd,Pg) de chaque hélice de propulsion (13) est incliné par rapport à ladite direction longitudinale (X), ladite force de poussée (Fd,Fg) générée par chaque hélice de propulsion (13) en rotation comportant une composante longitudinale et une composante transversale, et chaque hélice de propulsion (13) est décalée longitudinalement par rapport audit centre de rotation (A) dudit rotor principal (12) de sorte que ladite composante longitudinale et ladite composante transversale de ladite force de poussée (Fd,Fg) de chaque hélice de 27 propulsion (13) génèrent respectivement, au cours d'un vol stationnaire ou bien d'un vol à faible vitesse d'avancement dudit hélicoptère hybride (10), un moment (Mstat) équilibrant un couple en lacet (CR) dudit hélicoptère hybride (10). 5 2. Hélicoptère hybride (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit hélicoptère hybride (10) comporte deux ailes (15) situées de part et d'autre dudit fuselage (11) par rapport dudit plan avant-arrière (XZ)et au moins une hélice de propulsion (13) est agencée sur chaque aile (15). 10 3. Hélicoptère hybride (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que, ledit hélicoptère hybride (10) comportant deux hélices de propulsion (13) respectivement droite et gauche situées transversalement de part et d'autre dudit plan avant-arrière 15 (XZ), ledit moment (Mstat) généré par lesdites forces de poussée (Fd,Fg) desdites deux hélices de propulsion (13) est déterminé par la relation suivante : Mstat = Fd.((yd- YRot). cos(O d) - (xd- xR0t). sin(90) + Fg . ((xd - yRot)- cos(199) - (xla - xRot). sin(199)), 20 Fd,Fg étant l'intensité de ladite force de poussée (Fd,Fg) générée par ladite rotation de ladite hélice de propulsion (13) respectivement droite et gauche, xd,x9 étant une coordonnée longitudinale selon ladite direction longitudinale (X) de ladite hélice de propulsion (13) respectivement 25 droite et gauche, yd,yg étant une coordonnée transversale selon ladite direction transversale (Y) de ladite hélice de propulsion (13) respectivement droite et gauche, 28 XRot étant une coordonnée longitudinale selon ladite direction longitudinale (X) dudit centre de rotation (A) dudit rotor principal (12), YRot étant une coordonnée transversale selon ladite direction 5 transversale (Y) dudit centre de rotation (A) dudit rotor principal (12), et ed,Og étant un angle orienté de ladite direction longitudinale (X) vers ledit axe de poussée (Pd,Pg) de ladite hélice de propulsion (13) respectivement droite et gauche et considéré positif selon le 10 sens trigonométrique. 4. Hélicoptère hybride (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, pour lesdites hélices de propulsion (13), des angles (ed,Og) entre ladite direction longitudinale (X) et ledit axe de 15 poussée (Pd,Pg) de chaque hélice de propulsion (13) sont identiques. 5. Hélicoptère hybride (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdites hélices de propulsion (13) sont 20 agencées en arrière dudit rotor principal (12) selon ladite direction longitudinale (X) et lesdits axes de poussée (Pd,Pg) desdites hélices de propulsion (13) convergent vers l'arrière dudit hélicoptère hybride (10). 6. Hélicoptère hybride (10) selon l'une quelconque des 25 revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdites hélices de propulsion (13) sont agencées en avant dudit rotor principal (12) selon ladite direction longitudinale (X) et lesdits axes de poussée (Pd,Pg) desdites 29 hélices de propulsion (13) convergent vers l'avant dudit hélicoptère hybride (10). 7. Hélicoptère hybride (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, 5 caractérisé en ce qu'un angle (ed,09) entre ladite direction longitudinale (X) et ledit axe de poussée (Pd,Pg) de ladite hélice de propulsion (13) est compris entre 00 et un angle maximum amax défini en fonction d'une position relative de ladite hélice de propulsion (13) par rapport audit centre de rotation( A) dudit rotor 10 principal (12) tel que Oincix = atan(X-XRot) . Y-3, Rot