FR 3111872 A1 20211231 FR 2006729 A 20200626 L’invention concerne un aéronef (10) comprenant un fuselage (30) logeant au moins un premier propulseur (12) de sustentation comportant une entrée (26) et une sortie (28) d’air, caractérisé en ce que ledit premier propulseur (12) est monté rotatif dans le fuselage (30) entre une première position dans laquelle l’entrée d’air (26) est alignée avec une première ouverture (32) du fuselage (30) et la sortie d’air (28) est alignée avec une seconde ouverture (34) du fuselage et une seconde position dans laquelle le premier propulseur (12) est orienté de manière à ce que la première ouverture (32) et la seconde ouverture (34) soient obturées par des carénages du premier propulseur (12). Figure à publier avec l’abrégé : Figure numéro 3 [Fig. 3] Aéronef Domaine technique de l’invention L’invention concerne le domaine de l’aéronautique et plus particulièrement le domaine des aéronefs, plus spécifiquement comportant un ou plusieurs moteur(s) à usage non permanent. Etat de la technique antérieure On connait des aéronefs comportant un moteur destiné à être utilisé durant des phases de vol spécifiques. En particulier, les aéronefs à décollage et atterrissage verticaux, également connus sous l’acronyme anglais de VTOL (Vertical Take-off and Landing aircraft) comprennent classiquement un moteur pour le décollage vertical dont l’utilisation est limitée à cette phase ou à une phase de vol stationnaire ou semi-stationnaire. Ainsi, durant la principale phase de vol correspondant à la phase d’avance rapide, le moteur de vol de décollage ou de vol stationnaire n’est pas utilisé et il est nécessaire d’obturer son entrée d’air et sa sortie d’air pour éviter toute perte aérodynamique en phase d’avance rapide. Sur un aéronef 10, cette problématique est classiquement résolue par l’intégration de moyens d’obturation 11 tels que des volets mobiles comme cela est représenté sur la représentant un VTOL de la technique antérieure. Toutefois, ce type de solution est peu pratique et impose l’utilisation de charnières pouvant représenter un point de fragilité. Une autre solution a été proposée et consiste en une porte d’obturation mais s’avère également complexe à mettre en œuvre. Le présent document concerne un aéronef comprenant un fuselage logeant au moins un premier propulseur de sustentation comportant une entrée et une sortie d’air, caractérisé en ce que ledit premier propulseur est monté rotatif dans le fuselage entre une première position dans laquelle l’entrée d’air est alignée avec une première ouverture du fuselage et la sortie d’air est alignée avec une seconde ouverture du fuselage et une seconde position dans laquelle le premier propulseur est orienté de manière à ce que la première ouverture et la seconde ouverture soient obturées par des carénages du premier propulseur. Ainsi, le premier propulseur réalise sa fonction de sustentation lorsque l’air extérieur peut entrer par la première ouverture pour alimenter l’entrée d’air du premier propulseur. Dans la seconde position, c’est le premier propulseur lui-même qui réalise la fonction d’obturation de l’alimentation en air du premier propulseur. Cette configuration évite d’avoir recours à des volets d’obturation supplémentaires. La première ouverture et la seconde ouverture sont de préférence coaxiales. Selon une autre caractéristique, le premier propulseur est monté dans une portion tubulaire d’un châssis rotatif. Cet ensemble forme un bloc moteur qui est donc rotatif. De préférence, au moins une tige est articulée en rotation sur un stator de l’aéronef. Le châssis rotatif peut être inscrit dans une sphère de diamètre D. Le diamètre maximale du canal d’écoulement d’air, c’est-à-dire de la surface annulaire radialement la plus extérieure du premier propulseur est inférieure à la distance séparant la première ouverture de la seconde ouverture afin de permettre une articulation en rotation du premier propulseur entre un premier élément de paroi du fuselage dans lequel est formé la première ouverture et un second élément de paroi du fuselage dans lequel est formé la seconde ouverture. Le châssis peut être inscrit dans un cube dont une arête présente une dimension égale à la distance séparant l’entrée d’air de la sortie d’air. Cette arête peut également présenter une dimension sensiblement égale à la distance séparant le premier élément de paroi logeant la première ouverture et le second élément de paroi logeant la seconde ouverture. Le châssis peut comprendre deux faces latérales préférentiellement planes présentant des arêtes sensiblement circulaires, les faces latérales étant parallèles l’une à l’autre et à l’axe de rotation du châssis. Ces faces latérales permettent d’assurer une continuité de la surface extérieure de l’aéronef. Les arêtes circulaires peuvent porter des moyens d’étanchéité coopérant par frottement avec des moyens d’étanchéité correspondants des bords des première et seconde ouvertures. Le premier propulseur peut comprendre un canal de circulation d’air dans lequel est monté au moins un rotor, ce canal présentant une section non constante depuis l’entrée d’air jusqu’à la sortie d’air. La section peut diminuer sur au moins une partie de la distance s’étendant selon l’axe du rotor entre l’entrée d’air et la sortie d’air. La section peut diminuer depuis l’entrée d’air jusqu’à la sortie d’air du premier propulseur. Le diamètre de l’entrée d’air du premier propulseur peut être inférieure à la distance séparant la première ouverture de la seconde ouverture, cette distance étant mesurée selon l’axe du premier propulseur lorsque celui-ci est dans sa première position. Le présent document concerne également un aéronef tel que décrit précédemment, comprenant au moins un second propulseur d’avance et éventuellement de sustentation. Plus particulièrement, l’invention est particulièrement utile au sein d’un aérodyne. Brève description des figures représente une réalisation de la technique antérieure qui a déjà été décrite précédemment ; illustre un aérodyne selon le présent document ; illustre le principe de fonctionnement d’un bloc moteur destiné à être utilisé avec un aérodyne selon la ; illustre le bloc moteur agencé entre deux élément de fuselage de l’aérodyne selon le présent document ; illustre différentes orientations du bloc moteur rotatif selon le présent document ; illustre une réalisation possible du bloc moteur selon le présent document ; illustre deux blocs moteurs possibles en partie A nommée figure 7A et en partie B nommée figure 7B pouvant être utilisés avec un aérodyne selon le présent document. Description détaillée de l’invention La description réalisée en référence aux figures s’appliquent à un aérodyne mais s’applique également à un aérostat. On se réfère à la qui représente un aéronef 10 selon le présent document comprenant quatre premiers propulseurs 12 de sustentation répartis autour d’une cabine 20 de transport, par exemple de passagers. Cet aéronef 10 comprend également deux ailes 22 amont et aval aux extrémités desquelles sont montés des seconds propulseurs ou hélices 24 de sustentation et d’avance rapide. Ces hélices sont articulées en rotation sur des pivots de manière à pouvoir prendre une position horizontale comme représentée en et une position verticale (non représentée). Ces hélices 24 peuvent ainsi assurer une sustentation de l’aérodyne mais également l’avance de celui-ci. La illustre de manière isolée un bloc moteur recevant un premier propulseur 12. Un premier propulseur 12 comprend une entrée d’air 26 et une sortie d’air 28 débouchant au niveau d’une surface extérieure du carénage 30 de l’aéronef 10. Plus particulièrement, le carénage 30 comprend un premier élément de paroi 30a du fuselage dans lequel est formé une première ouverture 32 et un second élément 30b de paroi du fuselage dans lequel est formé une seconde ouverture 34 (bien visibles en figures 6 et 7). La première ouverture 32 et la seconde ouverture 34 sont alignées l’une avec l’autre et sont coaxiales. De même l’entrée d’air 26 et la sortie d’air 28 du premier propulseur 12 sont alignées l’une avec l’autre et sont coaxiales. Le premier propulseur présente un axe longitudinal A d’écoulement du flux d’air à l’intérieur du premier propulseur 12, cet axe A correspond à l’axe de rotation de la ou des hélices 36 du premier propulseur 12. Selon le présent document, le premier propulseur 12 est monté dans un châssis 38 mobile en rotation autour d’un axe B de rotation dans le fuselage 30 entre une première position dans laquelle l’entrée d’air 26 est alignée avec la première ouverture 32 du premier élément 30a de paroi du fuselage 30 et la sortie d’air 28 est alignée avec la seconde ouverture 34 du second élément de paroi 30b du fuselage 30 et une seconde position dans laquelle le premier propulseur 12 est orienté de manière à ce que la première ouverture 32 et la seconde ouverture 34 soient obturées par des carénages du premier propulseur 12. Plus particulièrement, on observe que le châssis 38 peut comprendre une portion tubulaire recevant le premier propulseur 12. Le châssis présente une forme tubulaire à section sensiblement constante, laquelle pourrait aussi ne pas être constante et suivre l’évolution de la forme externe du premier propulseur 12 depuis l’entrée d’air 26 jusqu’à la sortie d’air 28 ou bien seulement sur une partie de cette dimension. Le châssis 38 comprend quatre parois 38a, 38b, 38c, 38d agencées successivement autour de l’axe longitudinale A du premier propulseur 12, les faces internes desdites quatre parois 38a, 38b, 38c, 38d réalisant la forme tubulaire du châssis 38, cette forme tubulaire pouvant être à section circulaire constante ou bien évolutive le long de l’axe longitudinal A. Les parois du châssis sont divisées en deux paires, une première paire de parois 38a, 38c opposées ou première parois vis-à-vis et une seconde paire de parois 38b, 38d ou seconde parois en vis-à-vis. Une tige 40 s’étend radialement vers l’extérieur du châssis 38 depuis chacune des premières parois 38a, 38c, les secondes parois 38b, 38d étant parallèles auxdites tiges 40. Les tiges 40 précitées sont coaxiales selon l’axe B correspondant à l’axe de rotation du châssis 38 dans le carénage 30. Les tiges 40 sont articulées en rotation sur une structure de l’aérodyne. Chaque seconde paroi 38a, 38b comprend une face plane destinée à former une face d’obturation de la première ouverture 32 ou de la seconde ouverture 34 selon le sens de rotation choisi du châssis 38 du premier propulseur 12. On comprend que les faces extérieures des secondes parois 38b, 38d forment des surfaces de carénage destinées à reconstituer des surfaces d’écoulement aérodynamique de l’air extérieur, conjointement avec les premier 30a et second 30b éléments de parois de fuselage. Les faces extérieures des secondes parois 38b, 38d sont ici planes mais pourraient avoir une autre forme dépendant de la forme souhaitée pour la surface aérodynamique en contact avec l’air extérieur lorsque le premier propulseur 12 est dans sa seconde position. Comme on peut le voir sur les figures 3, 4 et 5, les faces extérieures des secondes parois 38b, 38d du châssis 38 sont sensiblement circulaires de manière à correspondre à la forme des première 32 et seconde 34 ouvertures du fuselage 30. On observe que les premières parois 38a, 38c portent des compartiments 42 pour le passage de servitudes du premier propulseur 12. On observe également que le châssis 38 est inscrit à la fois dans un cube dont une arête présente une dimension égale à la distance séparant l’entrée d’air 32 de la sortie d’air 28. Cette arête d présente ici une dimension sensiblement égale à la distance séparant le premier élément de paroi 30a du second élément de paroi 30b (voir ). Par ailleurs, le châssis 38 est également inscrit dans une sphère présentant un diamètre D qui est supérieur à la distance d séparant le premier élément de paroi 30a du fuselage et le second élément de paroi 30b du fuselage (figures 4 et 6). Ainsi, le châssis 38 correspond à l’intersection du cube avec la sphère précitée de manière à ce que le châssis 38 présente des sommets arrondis aptes à coopérer avec le bord de la première ouverture 32 de forme circulaire et le bord de la seconde ouverture 34 de forme circulaire. De cette manière, les faces planes circulaires des secondes parois 38b, 38d du châssis 38 peuvent venir sensiblement affleurer les surfaces extérieures des premier 30a et second 30b éléments de parois du fuselage 30. Bien que cela ne soit pas représenté, les arêtes circulaires 44 des secondes parois peuvent porter des moyens d’étanchéité coopérant par frottement avec des moyens correspondant formés au niveau des bords des première 32 et seconde 34 ouvertures. Le diamètre de l’entrée d’air 26 du premier propulseur 12 est inférieure à la distance séparant la première ouverture 32 de la seconde ouverture 34, cette distance étant mesurée selon l’axe longitudinale A du premier propulseur 12 lorsque celui-ci est dans sa première position. Cela permet d’assurer que le premier propulseur 12 sera totalement escamoté entre le premier élément de paroi 30a et le second élément de paroi 30b. On se réfère maintenant à la qui représente une vue en coupe un bloc moteur avec un premier propulseur 12 monté dans son châssis 38. Comme on peut le voir, le premier propulseur 12 comprend un canal 46 d’écoulement d’air dans lequel sont logées une ou plusieurs hélices. Le canal 46 présente ici une section qui diminue depuis l’entrée d’air 26 jusqu’à la sortie d’air 28 mais pourrait aussi avoir une section qui augmente suivant les choix de design aérodynamique du concept. Le châssis 38 présente ici une forme tubulaire à section intérieure constante mais qui pourrait aussi suivre l’évolution de celle du canal du premier propulseur 12. La figure 7A illustre l’utilisation du concept selon la présente divulgation avec un rotor à deux hélices contrarotatives et un moteur électrique 48 d’entrainement en rotation de l’hélice qui est monté dans le moyeu 50. Au contraire, dans la réalisation représentée en figure 7B, le moteur 50 électrique est monté radialement à l’extérieur du canal 46 c’est-à-dire entre le châssis 38 et la paroi annulaire 52 externe du premier propulseur 12. On observe que dans cette réalisation, le premier propulseur 12 est dépourvu de moyeu central. Ainsi, les tiges 40 ne se prolongent pas à l’intérieur du premier propulseur 12 pour être relié au moyeu central comme cela est le cas dans les autres réalisations, plus particulièrement sur la et la figure 7A. Aéronef (10) comprenant un fuselage (30) logeant au moins un premier propulseur (12) de sustentation comportant une entrée (26) et une sortie (28) d’air, caractérisé en ce que ledit premier propulseur (12) est monté rotatif dans le fuselage (30) entre une première position dans laquelle l’entrée d’air (26) est alignée avec une première ouverture (32) du fuselage (30) et la sortie d’air (28) est alignée avec une seconde ouverture (34) du fuselage et une seconde position dans laquelle le premier propulseur (12) est orienté de manière à ce que la première ouverture (32) et la seconde ouverture (34) soient obturées par des carénages du premier propulseur (12). Aéronef selon la revendication 1, dans lequel le premier propulseur (12) est monté dans une portion tubulaire d’un châssis (38) rotatif. Aéronef selon la revendication 2, comportant au moins une tige (40) articulée en rotation sur un stator de l’aéronef. Aéronef selon la revendication 2 ou 3, dans lequel le châssis (38) rotatif est inscrit dans une sphère de diamètre D. Aéronef selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel le châssis (38) est inscrit dans un cube dont une arête (d) présente une dimension égale à la distance séparant l’entrée d’air (26) de la sortie d’air (28). Aéronef selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel le châssis (38) comprend deux faces latérales, de préférence sensiblement planes, présentant des arêtes (44) sensiblement circulaires, les faces latérales étant parallèles l’une à l’autre et à l’axe de rotation (B) du châssis (38). Aéronef selon la revendication 6, dans lequel les arêtes circulaires (44) portent des moyens d’étanchéité coopérant par frottement avec des moyens d’étanchéité correspondants des bords des première (32) et seconde (34) ouverture. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le premier propulseur (12) comprend un canal (46) de circulation d’air dans lequel est monté au moins un rotor, ce canal (46) présentant une section non constante depuis l’entrée d’air jusqu’à la sortie d’air (28). Aéronef selon la revendication 8, dans lequel la section diminue sur au moins une partie de la distance s’étendant selon l’axe du rotor entre l’entrée d’air (26) et la sortie d’air (28). Aéronef selon la revendication 8 ou 9, dans lequel la section diminue depuis l’entrée d’air (26) jusqu’à la sortie d’air (28) du premier propulseur (12). Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le diamètre de l’entrée d’air (26) du premier propulseur (12) est inférieure à la distance séparant la première ouverture (32) de la seconde ouverture (34), cette distance étant mesurée selon l’axe (A) du premier propulseur (12) lorsque celui-ci est dans sa première position. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, comprenant au moins un second propulseur (24) d’avance et éventuellement de sustentation.