FR 3084647 A1 20200207 FR 1857246 A 20180802 AERONEF A DECOLLAGE ET ATTERISSAGE VERTICAL DOMAINE [1] La présente invention concerne un aéronef à décollage et/ou atterrissage vertical connu sous l'acronyme anglais de VTOL (Vertical Take-off and Landing aircraft). CONTEXTE [2] Un tel aéronef est classiquement équipé d'au moins un rotor de sustentation. L'expression « rotor » ou « rotor de sustentation » couvre ici les rotors utilisés pour les hélicoptères et les hélices basculantes, en particulier, 10 et plus généralement tout rotor à paies non carénées. [3] Le décollage et l'atterrissage vertical sont des caractéristiques régulièrement prises en compte sur différents moyens de transports volants (ici aéronefs), car elles permettent de s'affranchir de piste de décollage et/ou de pouvoir se poser sur des espaces restreints voire non préparés et donc 15 potentiellement d'évoluer en ville. [4] Les hélicoptères présentent cette caractéristique avec leur rotor principal. Mais celui-ci limite les performances en croisière avec des vitesses ne dépassant pas 300 km/h. La contrainte de décollage et/ou atterrissage vertica! et/ou des déplacements selon sensiblement Faxe vertical imposent 20 de générer une poussée verticale, alors que le vol en mode « avion » - axe privilégié de déplacement alors supposé horizontal, pour créer une poussée dans le sens opposé à ce sens privilégié d'avance -, bien plus efficace pour parcourir de la distance, nécessite de la poussée horizontale. [5] Ainsi, on cannait des hélicoptères à configuration hybride, également 25 appelé combiné puisqu'ils comprennent en plus du rotor de sustentation des ailes latérales de portance ou des moyens de propulsion selon la direction d'avance, Ce type de machine permet d'optimiser le fonctionnement en mode stationnaire et d'améliorer les capacités à hautes vitesses ainsi que 2 les transitions tout en ayant une architecture structurelle optimale pour minimiser le poids, augmenter le confort et améliorer la sécurité. Toutefois; la mise en oeuvre s'avère complexe et couteuse. [6] Ainsi, cela explique que la formule hélicoptère simple comprenant au moins un rotor de sustentation et un rotor de queue anti-couple se soit imposée malgré le fait que la vitesse maximale est inférieure à la vitesse d'un type combinée ou convertible. [7] Des solutions améliorées des formules hybrides ont été proposées mais elles compliquent les réalisations techniques et impliquent des augmentations de masses qui imposent une augmentation de la puissance installée et par conséquent de coût, sans pour autant parvenir à une optimisation satisfaisante de l'appareil. [8] Concernant les aéronefs dit combinés, des demi-ailes de part et d'autre du fuselage permettent d'augmenter le facteur de charge et d'atteindre une plus haute manoeuvrabilité. Cela améliore l'efficacité de l'aéronef à vitesse moyenne au détriment d'une efficacité réduite à faible vitesse et en mode stationnaire. Comme la sustentation durant la croisière est simultanément produite par le rotor et les ailes, cet aéronef surmonte donc les limites de sustentation du rotor au moyen des ailes et les limites de poussée du rotor au moyen des hélices. L'utilisation d'hélices de propulsion reparties de part et d'autres du fuselage permet de faire la fonction anti-couple à faible vitesse (vol verticaux et stationnaire). [9] En comparaison des avions; la puissance requise et la masse du système propulsif d'un hélicoptère sont deux à trois fois plus importants que ceux d'un avion à la même MTOW (Max Take Off Weioht : masse maximum au décollage) car un VTOL a besoin de puissance pour soulever son propre poids alors qu'un avion doit uniquement contrer la tramée aérodynamique qui est une fraction de son propre poids. Sur les convertibles (VTOL), la sustentation est produite à 100 % par les rotors en mode VTOL et à 100% par les ailes en mode vol d'avancement (avion). En conséquence, les convertibles sont sur-motorisés en vol horizontal conduisant à une efficacité moindre qu'un avion. De plus la raideur des pales rigides, le mécanisme de basculement des rotors et des moteurs; et la conception des ailles produisant 100% de sustentation en vol d'avancement conduisent à une augmentation du poids lequel réduit fortement l'efficacité des convertibles en modes 5 horizontaux et verticaux. [10] On connait également des hélicoptères hybrides comprenant un rotor de sustentation et deux hélices latérales de propulsion dans un sens d'avance. Ces hélices sont positionnées aux extrémités de bras reliés à une partie haute du fuselage sous le rotor de sustentation. Compte tenu des 10 contraintes de sécurité en cas de chute, la cabine doit être raide et assez résistante pour réagir sans déformation aux forces d'inertie qui augmentent en cas de collision avec le sol à vitesse verticale. Cette exigence conduit à avoir une masse structurelle élevée et à réduire l'espace cabine. Pour les aéronefs combinés, ce fait est aggravé par le poids des ailes et des moteurs 15 qui sont accrochés à l'emplanture. De plus, sur les combinés conventionnels, les hélices doivent opérer dans la zone turbulente sous le rotor réduisant leur efficacité et augmentant la génération de bruit. La localisation des hélices non carénés près de la cabine, nécessite de recourir à des équipements structuraux additionnels source d'augmentation de la masse en cas 20 d'éclatement de pales Enfin les hélices ouvertes étant placées à côté des portes d'accès à la cabine par les passagers, il génère des problèmes de sécurité évidents à l'embarquement/débarquement des passagers et augmente le bruit ressenti à l'intérieur de la cabine. [11] Dans une autre version du combiné précité, les hélices de propulsion 25 sont agencées à l'extrémité d'aile de portance, les extrémités desdites ailes étant sensiblement alignées avec le plan arrière de l'aéronef. Toutefois, ce type de combiné peut être délicat à manoeuvrer en cas de forte assiette et d'endommagement de l'une des hélices. [12] Dans encore une autre version d'un aéronef, il a été proposé de 30 disposer deux hélices non carénées aux extrémités de bras latéraux positionnés à l'extrémité amont du fuselage, les ailes de portance étant telles 4 que décrites au paragraphe précédent. Les hélices peuvent être pivotées entre une première position de sustentation et une seconde position de propulsion. Cela donne à cet aéronef une meilleure capacité en stationnaire et une capacité en croisière meilleur que celle d'un combiné. Mais cela est 5 intéressant, les inconvénients suivants existent : le diamètre des hélices est petit pour assurer une fonction de propulsion à haute vitesse, c'est-à-dire supérieur à 450 km/h, alors qu'un diamètre plus grand, avec des hélices orientables, risque de poser des problèmes relativement à la garde au sol, et 10 la fonction anti-couple doit être obligatoirement assurée par au moins une des hélices et pour produire une poussée différentielle horizontale (alors que la gestion de cette poussée différentielle n'est pas facile à traiter). [13] Au regard de l'exposé précédent, si l'idée d'un combiné avec deux 15 hélices (carénés ou pas) réparties de chaque côté de l'axe longitudinale du fuselage, et fixées en bout de deux demi ailes, est séduisante pour les raisons évoquées initialement, l'embarquement/débarquement des passagers avec les hélices tournantes, même avec des hélices positionnées en bord de fuite des demie-ailes plutôt qu'en bord d'attaque, reste dangereux 20 à cause des risques d'aspiration humaine à proximité du fuselage. [14] On comprend donc qu'il existe un besoin pour un combiné convertible offrant des conditions de sécurité optimales à l'embarquement de passagers. RESUME DE L'INVENTION [15] La présente invention concerne tout d'abord un aéronef à décollage et atterrissage vertical comprenant un fuselage au-dessus duquel est agencé au moins un rotor de sustentation, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une première hélice et une seconde hélice chacune portée par une queue et articulée en déplacement sur celle-ci entre au moins une première position dans laquelle elle est apte à servir de rotor d'anti-couple et au moins une seconde position dans laquelle elle est apte à permettre une poussée de propulsion de l'aéronef dans une direction d'avance, les axes de rotation desdites première hélice et seconde hélice étant sensiblement coaxiaux lorsque lesdites première hélice et seconde hélice sont dans leur première 5 position. [16] Selon l'invention, l'aéronef comprend deux hélices positionnées sur la queue et articulées en déplacement entre deux positions, ce qui permet de réaliser la fonction anti-couple lorsque les hélices sont dans leur première position et de réaliser la fonction de propulsion dans leur seconde position. 10 Ce mouvement autorise un embarquement de passagers ou le chargement de fret avec la première hélice et la seconde hélice dans leur première position, ce qui évite que les hélices présentent un risque d'aspiration pour un passager un ou opérateur au sol. L'aéronef selon l'invention permet ainsi d'augmenter les capacités de fonctionnement en mode hélicoptère et les 15 capacités en mode avion tout en augmentant la sécurité. On notera également une emprunte au sol réduite favorisant l'accès du personnel de service pour des opérations de remplissage en carburant ou de maintenance. [17] L'une seule de la première hélice et de la seconde hélice peut être 20 utilisée lorsque la première hélice et la seconde hélice sont dans leur première position. Ainsi, cette seule hélice assure la fonction anti-couple, l'autre hélice assurant une redondance de la fonction anti-couple. Cela s'avère particulièrement intéressant puisqu'une fonction essentielle du mode hélicoptère est ainsi doublée, certes avec un ajout de masse mais les deux 25 hélices sont toutefois utilisées en mode de propulsion d'avance. [18] Dans une première variante chacune des deux hélices peut avoir un régime de rotation fixe et avoir un pas collectif variable qui fait varier la poussée pour un diamètre et un vrillage de pale donné. Dans une seconde variante, chacune des deux hélices est à pas fixe et c'est la variation du 30 régime de rotation qui fait la variation de poussée pour un diamètre et tan vrillage de pale donné. Une troisième variante peut cumuler les deux systèmes au détriment d'un surpoids plus conséquent. Chacune des hélices peut être alimentée électriquement par une barre d'alimentation électrique qui peut être elle-même alimentée par la génératrice du moteur principal de l'aéronef ou celle du second moteur voir celle d'une batterie dédiée. Les 5 première et seconde hélices peuvent tourner dans le même sens ou bien dans des sens opposés. [19] Les hélices peuvent prendre d'autres positions autres que les première et seconde positions. [20] Dans une réalisation particulière, la première hélice et la seconde 10 hélice peuvent être agencées de manière sensiblement symétrique l'une de l'autre par rapport à un plan contenant l'axe longitudinal de l'aéronef et l'axe du rotor de sustentation. On comprend ainsi qu'une telle position autorise une fonction anti-couple lorsque les hélices sont dans leur première position et une propulsion dans leur seconde position 15 [021] Selon une caractéristique de la présente description, lesdites première et seconde hélices sont montées à une extrémité d'un bras dont l'autre extrémité opposée est articulée en rotation sur la queue de l'aéronef. [22] En vol d'avancement rapide, les deux bras de leviers sont maintenus dans leur seconde position grâce à un mécanisme dédié tel qu'un doigt de 20 verrouillage mécanique connu notamment dans un frein de parking de boite de vitesse automatique en automobile, en complément d'un mécanisme de basculement type vis sans fin relié à un moteur pas à pas.. Chacune des deux hélices de queue peut être reliée à un moteur électrique et offre une capacité de propulsion qui souffle avantageusement le profil d'une surface 25 de stabilisation et de manoeuvre, ce qui améliore l'efficacité aérodynamique et donc sa capacité de portance pour une envergure/largeur donnée. [23] Dans une réalisation, l'axe de rotation de chaque bras est agencé longitudinalement entre l'hélice et l'extrémité aval de la queue lorsque l'hélice est dans sa première position. Les hélices sont ainsi agencées à une 30 distance au moins égale à celle des bras de levier d'un plan de stabilisation et de manoeuvre aval. [24] Dans cette configuration, les hélices sont positionnées sous le rotor de sustentation lorsque les hélices sont dans leur seconde position. [25] Dans une autre réalisation, chaque hélice est agencée longitudinalement entre l'axe de rotation de l'articulation du bras et 5 l'extrémité aval de la queue lorsque l'hélice est dans sa première position, ce qui permet d'éloigner les hélices du rotor de sustentation et augmente le rendement de l'aéronef. [26] Dans une réalisation de l'invention, lesdites première et seconde hélices sont articulées en déplacement sur une distance angulaire d'environ 10 900 de manière à ce que l'axe de rotation de chacune des première et seconde hélices soit sensiblement parallèle à l'axe longitudinal de l'aéronef, lorsque les hélices sont dans leur seconde position. [27] Selon une caractéristique de la demande, le diamètre des première et seconde hélices est tel que le cercle circonscrit aux extrémités radialement 15 externes des pales de chacune des hélices intercepte le contour externe du fuselage de l'aéronef lorsque l'aéronef est vu de l'amont vers l'aval selon l'axe longitudinal. [28] Egalement, la distance entre les axes desdites première hélice et seconde hélice peut être inférieure à la dimension transverse de la surface de stabilisation et de manoeuvre. [29] Aussi, le diamètre des première et secondes hélices peut être tel que le cercle circonscrit aux extrémités radiaiement externes des pales de chacune des hélices n'intercepte pas le contour externe du fuselage de l'aéronef lorsque l'aéronef est vu de l'amont vers l'aval selon l'axe longitudinal. Dans cette configuration, les hélices sont alors prévues d'un diamètre plus petit que dans la réalisation préceinte. La distance entre les axes desdites première hélice et seconde hélice peut ainsi être supérieure à la dimension transverse de la surface de stabilisation et de manoeuvre. [30] L'invention concerne aussi un procédé de passage de l'aéronef, tel 30 que décrit ci-dessus, d'une configuration à avancement lent à une configuration à avancement rapide, dans lequel U comprend les étapes successives suivantes La première hélice étant en fonctionnement anti-couple, la seconde hélice est déplacée de sa première position vers sa seconde position, 5 La seconde hélice est mise en fonctionnement de manière à fournir une poussée dans la direction longitudinale, - La rotation de la première hélice est stoppée, La première hélice est déplacée de sa première position vers sa seconde position, 10 La première hélice est mise en fonctionnement de manière à fournir une poussée dans la direction longitudinale. [0311 L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés. 15 BREVE DESCRIPTION DES FIGURES - la figure 1A est une vue schématique de dessus d'un aéronef selon une première réalisation, les hélices étant dans une première position ; - la figure 1B est une vue schématique de dessus d'un aéronef selon la première réalisation, les hélices étant dans une seconde position ; 2.0 les figures 2A, 23, 2C et 2D sont des vues schématiques du dessus, illustrant successivement le passage du mode hélicoptère au mode avion de l'aéronef décrit en référence aux figures lA et 1B la figure 3A est une vue schématique depuis l'amont d'un aéronef tel que celui des figures 1A et 13, par exemple, les hélices étant dans leur 25 première position ; la figure 33 est une vue schématique depuis l'amont d'un aéronef tel que celui des figures 1A et 13, par exemple, les hélices étant dans leur seconde position, présentant un premier diamètre et étant agencés en amont d'une surface de stabilisation et de manoeuvre ; la figure 3C est une vue schématique depuis l'amont d'un aéronef tel que celui des figures 1A et 1B, par exemple, les hélices étant dans leur seconde position, présentant un second diamètre inférieur au premier diamètre et étant agencées latéralement de part et d'autre de la surface 5 de stabilisation et de manoeuvre ; les figures 4A et 4B représentent une autre réalisation dans laquelle les hélices sont agencées à proximité d'une surface de stabilisation et de manoeuvre: les figures 5A et 56 représentent encore une autre réalisation dans 10 laquelle la queue est dépourvue de surface de stabilisation et de manoeuvre. DESCRIPTION DETAILLEE [32] On se réfère tout d'abord aux figures lA et 1B qui représentent un première réalisation d'un aéronef 10 comprenant un fuselage 12 comportant 15 une partie formant une cabine 14 de transport de passagers ou fret et une partie formant une queue 16 s'étendant vers l'aval depuis la cabine 14 et reliée à son extrémité aval à une surface 18 de stabilisation et de manoeuvre est un empennage arrière comportant deux dérives 20, 22 de contrôle longitudinal de l'aéronef 10. L'axe longitudinal de l'aéronef 10 est représenté 2.0 en A sur les différentes figures. [33] L'aéronef 10 comprend un rotor principal 24 de sustentation monté au-dessus de la cabine 14. Ce rotor 24 est tout à fait classique et ne sera pas décrit plus en détail. [34] Comme cela est bien représenté, l'aéronef 10 comprend une première 25 hélice 26 et une seconde hélice 28 chacune montée à une première extrémité d'un bras 30, 32 mobile dont la seconde extrémité est articulée en rotation sur la queue 16 de l'aéronef 10. Chaque hélice 26, 28 peut être articulée par un moteur électrique dédiée ou bien par des moyens déjà 10 présents dans l'aéronef 10. Chaque hélice 26, 28 présente un axe de rotation 26a, 28a. (0351 L'axe de rotation 34, 36 de chaque bras 34, 36 est perpendiculaire à l'axe longitudinal A de l'aéronef 10 et est sensiblement parallèle à l'axe de 5 rotation 24a du rotor 24 principal de sustentation. Chaque bras 30, 32 est articulé en rotation entre une première position dans laquelle la première hélice 26 ou la seconde hélice 28 est apte à servir de rotor anti-couple, les axes de rotation 26a, 28a des hélices 26, 28 étant coaxiaux, et une seconde position dans laquelle la première hélice 26 et la seconde hélice 28 sont 10 aptes à permettre une propulsion de l'aéronef 10 selon une direction d'avance, les axes 26a, 28a des hélices étant parallèle à l'axe longitudinal A. Plus particulièrement, la première hélice 26 et la seconde hélice, 28 sont agencées de manière sensiblement symétrique l'une de l'autre par rapport à un plan contenant Faxe longitudinal A de l'aéronef 10 et l'axe 24a du rotor 24 15 de sustentation. On observe que cette symétrie est réalisée lorsque les hélices 26, 28 sont dans leur première et seconde positions. [036] Dans cette première réalisation, la première hélice 26 et la seconde hélice 28 sont chacune positionnées par rapport leur axe 34, 36 de rotation respectif de sorte que l'hélice 26, 28 soit agencée longitudinalement entre 20 l'axe 34, 36 de rotation et l'extrémité aval de la queue 16, plus spécifiquement la surface 18 de stabilisation et de manoeuvre. Dans cette configuration, pour être déplacée de la première position vers la seconde position, la première hélice 26 et la seconde hélice 28 effectue donc un mouvement de rotation vers l'amont de l'aéronef 10. Plus particulièrement, 25 le mouvement de rotation de la première hélice 26 ou hélice de droite est un mouvement dans le sens horaire et vers l'amont et le mouvement de rotation la seconde hélice 28 ou hélice de gauche est un mouvement de rotation dans le sens antihoraire et vers l'amont. On observe également que les hélices 26, 28 sont agencées sous le rotor 24 de sustentation lorsque les hélices 26, 30 28 sont dans leur seconde positon. 11 [37] Bien que seules deux positions des hélices 26: 28 aient été décrites, on comprend que chacune de celles-ci peut prendre des positions intermédiaires. [38] Pour réaliser un passage de chacune des hélices 26, 28 de sa 5 première position à sa seconde position afin que l'aéronef 10 passe d'une configuration hélicoptère où l'une au moins de la première hélice 26 et de la seconde hélice 28 est rotative pour réaliser une fonction anti-couple à une configuration avion où la première hélice 26 et la seconde hélice 28 assure une propulsion dans une direction d'avance, on procède de la manière 10 suivante. En premier lieu, la première hélice 26 étant en fonctionnement anti- couple, la seconde hélice 28 qui n'est pas en fonctionnement est déplacée de sa première position vers sa seconde position (figure 2A). La première hélice 26 est ensuite mise à l'arrêt et la seconde hélice 28 est mise en fonctionnement de manière à assurer une propulsion d'avance (figure 2B et 15 figure 2C). La première hélice 26 est ensuite déplacée dans sa seconde position (figure 2D) puis mise en fonctionnement pour assurer une propulsion (figure 2D). [39] La figure 3A représente un aéronef 10 similaire à celui des figures 1A et 1B qui comprend deux hélices 26, 28 agencées à déplacement entre une 20 première position et une seconde position comme cela a été décrit précédemment. En figure 3A, la première hélice 26 et la seconde hélice 28 sont dans leur première positon, ce qui explique qu'elles ne soient pas visibles puisque les bras 30. 32 sont alignés avec l'axe longitudinal A et cachés par le fuselage 12. La figure 3B représente une réalisation dans 25 laquelle le diamètre de la première hélice 26 et de la seconde hélice 28 est tel que le cercle 38 circonscrit aux extrémités radialement externes des pales de chacune de la première hélice 26 et de la seconde hélice 28 intercepte le contour externe du fuselage de l'aéronef 10 lorsque celui-ci est vu de l'amont vers l'aval selon l'axe longitudinal A. En pratique, on comprend que les 30 hélices 26, 28 ne pénètrent bien évidemment pas dans le fuselage puisque celui-ci présente une section qui se réduit en allant vers l'aval. La distance 12 entre les axes 26a, 28a desdites première hélice 26 et seconde hélice 28 est inférieure à la dimension transverse de la surface 18 de stabilisation et de manoeuvre. Rus particulièrement, l'axe 26a, 28a de rotation est de chacune des hélices 26, 28 est ici sensiblement aligné avec une dérive 20, 22 lorsque 5 l'hélice 26, 28 est dans sa seconde position. [40] La figure 3C représente une autre réalisation d'un aéronef 11 réalisation dans laquelle le diamètre de la première hélice 26 et de la seconde hélice 28 est tel que le cercle 40 circonscrit aux extrémités radialement externes des pales de chacune de la première hélice 26 et de la 10 seconde hélice 28 n'intercepte pas le contour externe du fuselage 12 de l'aéronef 11 lorsque l'aéronef 11 est vu de l'amont vers l'aval selon l'axe longitudinal A. La distance entre les axes 26a, 28a desdites première hélice 26 et seconde hélice 28 est ici supérieure à la dimension transverse de la surface 18 de stabilisation et de manoeuvre. Autrement dit, les axes 26a, 28a 15 de rotation des hélices 26, 28 sont situés de part et d'autre de la surface 18 de stabilisation et de manoeuvre dans une direction transverse, c'est-à-dire perpendiculaire à un plan contenant l'axe longitudinal A et l'axe 24a de rotation du rotor principal 24. On remarque également que dans cette réalisation, le diamètre des hélices 26, 28 est inférieur au diamètre des 20 hélices de la réalisation représentée en figure 3E3. [41] Dans une autre réalisation d'un aéronef 13 représenté aux figures 4A et 4B, la première hélice 26 et la seconde hélice 28 sont chacune positionnées par rapport l'axe 34, 36 du bras 30, 32 de sorte que l'axe 34, 36 de rotation soit agencé longitudinalement entre l'hélice 26, 28 et 25 l'extrémité aval de la queue 16, plus spécifiquement la surface 18 de stabilisation et de manoeuvre. Dans cette configuration, pour être déplacée de la première position vers la seconde position, la première hélice 26 et la seconde hélice 28 effectuent donc un mouvement de rotation vers l'aval de l'aéronef 13 Plus particulièrement, le mouvement de rotation de la première 30 hélice 26 cil hélice de droite est un mouvement de rotation dans le sens antihoraire et vers l'aval et le mouvement de rotation de la seconde hélice 28 13 ou hélice de gauche est un mouvement de rotation dans le sens horaire et vers l'aval. On observe également que les hélices 26, 28 ne sont pas agencées sous le rotor de sustentation lorsque les hélices 26, 28 sont dans leur seconde positon de sorte que l'influence du rotor 24 est diminuée par 5 rapport à la réalisation représentée aux figures 1A et 16. La première hélice 26 et la seconde hélice 28 sont agencées dans le prolongement aval de la surface 18 de stabilisation et de manoeuvre comme cela a été décrit en référence à la figure 36, On comprend que les hélices 26, 28 pourraient également être agencées de part et d'autre de la surface 18 de stabilisation 10 et de manoeuvre comme illustré en figure 3C. [42] Les figures 5A et 56 représente un aéronef 15 similaire à celui des figures 4A et 4B à la différence que l'extrémité aval de la queue est dépourvue de surface 18 de stabilisation et de manoeuvre. On observe que la première hélice 26 et la seconde hélice 28 ne sont pas agencées sous le 15 rotor de sustentation lorsqu'elles sont dans leur seconde position. [43] Dans une réalisation particulière, la première hélice 26 et la seconde hélice 28 sont articulées en rotation sur une course de 90' de sorte que les axes 26a, 28a des hélices 26, 28 sont sensiblement parallèles à l'axe longitudinal A lorsque les hélices 26, REVENDICATIONS1. Aéronef (10, 11, 13, 15) à décollage et atterrissage vertical comprenant un fuselage (12) au-dessus duquel est agencé au moins un rotor (24) de sustentation, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une première hélice (26) et une seconde hélice (28) chacune portée par une queue (16) et articulée en déplacement sur celle-ci entre au moins une première position dans laquelle elle est apte à servir de rotor d'anti-couple et au moins une seconde position dans laquelle elle est apte à permettre une poussée de propulsion de l'aéronef (10, 11, 13, 15) dans une direction d'avance, !es axes (26a, 28a) de rotation desdites première hélice (26) et seconde hélice (28) étant sensiblement coaxiaux lorsque lesdites première hélice (26) et seconde hélice (28) sont dans leur première position. 2. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel la première hélice (26) et la seconde hélice (28) sont agencées de manière sensiblement symétrique l'une de l'autre par rapport à un plan contenant l'axe longitudinal (A) de l'aéronef (10) et l'axe (24a) du rotor (24) de sustentation. 3. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel lesdites première et seconde hélices (26, 28) sont montées à une extrémité d'un bras (30, 32) dont l'autre extrémité opposée est articulée en rotation sur la queue (16) (je l'aéronef (10). 4. Aéronef selon la revendication 3, dans lequel l'axe (34, 36) de rotation de l'articulation de chaque bras (30, 32) est agencé longitudinalement entre l'hélice (26, 28) et l'extrémité aval de la queue (16) lorsque l'hélice (26, 28) est dans sa première position. 5. Aéronef selon la revendication 3, dans lequel chaque hélice (26, 28) est agencée longitudinalement entre l'axe (34, 36) de rotation du bras (30, 32) et l'extrémité aval de la queue (16) lorsque l'hélice (26, 28) est dans sa première position. 6 Aéronef selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel lesdites première et seconde hélices (26, 28) sont articulées en déplacement 15 sur une distance angulaire d'environ 90' de manière à ce que l'axe de rotation de chacune des première hélice (26) et seconde hélice (28) soit sensiblement parallèle à l'axe longitudinal (A) de l'aéronef (10). 7. Aéronef selon l'une des revendication 1 à 6, dans lequel 5 l'extrémité aval de la queue (16) comprend une surface (18) de stabilisation et de manoeuvre. 8. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel le diamètre des première et secondes hélices (26, 28) est tel que le cercle circonscrit aux extrémités radialement externes des pales de chacune des 10 hélices (26, 28) intercepte le contour externe du fuselage (12) de l'aéronef lorsque l'aéronef est vu de l'amont vers l'aval selon l'axe longitudinal (A). 9. Aéronef selon les revendications 7 et 8, dans lequel la distance entre les axes (26a, 28a) desdites première hélice (26) et seconde hélice (8) est inférieure à la dimension transverse de fa surface (18) de stabilisation et 15 de manoeuvre. 10. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel le diamètre des première et secondes hélices (26, 28) est tel que le cercle circonscrit aux extrémités radialement externes des pales de chacune des hélices (26, 28) n'intercepte pas le contour externe du fuseiage (12) de 20 l'aéronef lorsque l'aéronef (11) est vu de l'amont vers l'aval selon l'axe longitudinal (A). 11. Aéronef selon les revendications 7 et 10, dans lequel la distance entre les axes (26a, 28a) desdites première hélice (26) et seconde hélice (28) est supérieure à la dimension transverse de la surface (18) de 25 stabilisation et de manoeuvre. 12. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'une et/ou l'autre de la première hélice (26) et de la seconde hélice (28) sont articulées en déplacement au moyen d'un moteur électrique. 13. Procédé de passage de l'aéronef selon l'une des 30 revendications 1 à 10 d'une configuration à avancement lent à une 16 configuration à avancement rapide, dans lequel il comprend les étapes successives suivantes La première hélice (26) étant en fonctionnement anti-couple, la seconde hélice (28) est déplacée de sa première position vers sa seconde 5 position, La seconde hélice (28) est mise en fonctionnement de manière à fournir une poussée dans la direction longitudinale (A), La rotation de la première hélice (26) est stoppée, La première hélice (26) est déplacée de sa première position vers sa 10 seconde position, La première hélice (26) est mise en fonctionnement de manière à fournir une poussée dans la direction longitudinale (A).