FR 3159149 A1 20250815 FR 2401367 A 20240212 Aéronef VTOL à deux ailes Un aéronef à décollage et atterrissage vertical comprend un fuselage (3). Le fuselage (3) présente une partie avant, conformée en nez (5), et une partie arrière, conformée en queue (7), mutuellement opposées. L’aéronef comprend en outre une première aile (11) et une deuxième aile (13), attachées sur le fuselage (3) entre le nez (5) et la queue (7). La deuxième aile (13) est disposée en arrière de la première aile (11). La première aile (11) est attachée au fuselage (3) à une première hauteur, et s’étend, au moins en partie, généralement dans un premier plan. La deuxième aile (13) est attachée au fuselage (3) à une deuxième hauteur, supérieure à la première hauteur, et s’étend, au moins sur une partie raccordée au fuselage (3), généralement dans un deuxième plan. L’aéronef comprend en outre une première ailette (17), disposée en bout de première aile (11). La première ailette (17) comprend une portion saillante (19) faisant saillie du premier plan, à l’opposé du deuxième plan. Fig.2 Aéronef VTOL à deux ailes L’invention concerne le domaine des aéronefs à décollage et atterrissage vertical, aussi désignés VTOL dans la technique (de l’équivalent anglais « Vertical Take-Off and Landing »). Plus particulièrement, l’invention se rapporte à un aéronef VTOL présentant au moins deux ailes. Un aéronef VTOL comprend généralement un système de propulsion présentant une pluralité de rotors, chaque rotor étant configuré de manière à tourner autour d’un axe de rotation par rapport à un stator respectif. Les rotors, mis en rotation, sont capables de produire conjointement un mouvement essentiellement vertical de l’aéronef, notamment pour les phases de décollage et d’atterrissage de celui-ci. Un aéronef VTOL peut décoller d’une infrastructure au sol réduite, et y atterrir. Cela rend son utilisation particulièrement adaptée en environnement fortement contraint, comme les villes par exemple, et permet de réduire l’empreinte au sol nécessaire à son opération. On connaît une première configuration d’aéronef VTOL, dans laquelle la rotation des rotors assure seule la portance de l’aéronef, non seulement dans les phases de vol vertical, mais aussi dans les phases de vol d’avancement. C’est le cas par exemple de la configuration de l’aéronef connu sous le nom « Volocity », de la société Volocopter. L’aéronef est alors généralement dépourvu d’ailes. Cependant, les aéronefs de cette première configuration présentent une vitesse en vol d’avancement assez faible, une autonomie énergétique faible et des nuisances sonores importantes. C’est pourquoi l’on préfère généralement une deuxième configuration, dans laquelle l’aéronef présente un fuselage pourvu d’au moins une aile. Cette aile produit l’essentiel de la portance de l’aéronef en vol d’avancement, tandis qu’en vol vertical, la portance reste principalement générée par les rotors. Un aéronef présentant cette deuxième configuration peut comprendre plusieurs ailes, de sorte à améliorer sa portance en vol d’avancement. On connaît ainsi une catégorie d’aéronef VTOL comprenant deux ailes principales, disposées sur le fuselage de manière non superposée de sorte à former une aile avant et une aile arrière. Cette configuration d’ailes est couramment appelée dans la technique « ailes en tandem ». Un aéronef VTOL à ailes en tandem peut comprendre, en outre, un empennage présentant une troisième aile, d’envergure réduite. On s’intéresse, dans ce qui suit, aux aéronefs de type VTOL à ailes en tandem pour lesquels l’aile avant et l’aile arrière sont attachées sur le fuselage à des hauteurs différentes, l’aile arrière se trouvant plus haut que l’aile avant. Un aéronef de ce type présente, en général, une bonne portance en vol d’avancement. Toutefois, lorsque cet aéronef présente un angle d’incidence dépassant une certaine valeur, typiquement 15°, il est connu que cette portance se dégrade. En effet, à angle d’incidence élevé, des turbulences sont susceptibles d’apparaître dans le sillage de l’aile avant et d’affecter l’écoulement d’air sur l’aile arrière. Ces turbulences comprennent, par exemple, des tourbillons se détachant du bord d’attaque, du bord de fuite et des extrémités de l’aile avant. De telles turbulences ont pour effet de provoquer une augmentation de l’incidence de l’aile arrière, cette augmentation pouvant atteindre plusieurs degrés lorsque les cœurs des tourbillons se détachant des extrémités de l’aile avant sont positionnés au niveau de l’aile arrière. On observe alors un phénomène de décrochage de l’aile arrière, c’est-à-dire que la portance de cette aile diminue, ce qui entraîne, plus généralement, une diminution de la portance de l’ensemble de l’aéronef. En outre, ce décrochage est susceptible de provoquer des mouvements soudains de tangage, et donc de nuire à la stabilité longitudinale de l’aéronef. Plus particulièrement, les tourbillons se détachant de l’aile avant ont pour effet d’augmenter l’incidence sur la surface externe de l’aile arrière (phénomène connu dans la technique sous la dénomination anglaise « upwash ») tout en réduisant l’incidence sur la surface interne de cette dernière (phénomène connu dans la technique sous la dénomination anglaise « downwash »). Cet effet génère des efforts supplémentaires sur la structure de l’aile arrière. Pour y remédier, la structure de l’aile arrière est généralement renforcée, ce qui implique une augmentation de sa masse. Pour les aéronefs à ailes en tandem non VTOL, c’est-à-dire dont l’aile avant et l’aile arrière sont dépourvues de rotors, ces inconvénients sont généralement évités en prévoyant un angle de calage de l’aile avant adapté. L’angle de calage correspond à l’angle que forme l’aile avant par rapport au fuselage. Cet angle est déterminé de sorte que l’aile avant décroche toujours avant l’aile arrière (effet connu dans la technique sous le nom « effet piqueur »), empêchant ainsi d’observer les phénomènes décrits plus haut. Une solution similaire se retrouve sur les aéronefs non VTOL de type « canard », c’est-à-dire comprenant une petite aile à l’avant et une grande aile à l’arrière, ainsi que sur les aéronefs de type « trois-surfaces » (tel que le modèle connu sous le nom « Piaggio P180 Avanti », de la société Piaggio Aero). Cette solution n’est cependant pas transposable à un aéronef à ailes en tandem de type VTOL, dont le profil d’aile avant peut avoir comme caractéristiques naturelles de décrocher bien au-delà des incidences de décrochage de la voilure arrière, typiquement 15°. L’état de la technique comprend des modèles d’aéronef VTOL à ailes en tandem dont les dispositions constructives visent à réduire les interactions entre l’aile avant et l’aile arrière susceptibles de nuire à la portance en vol d’avancement. Par exemple, un premier modèle, connu sous le nom « Lilium Jet », de la société Lilium, comprend des ailes dont les extrémités sont recourbées sur l’extrados, c’est-à-dire vers le haut, de manière à former des ailettes. Ces ailettes sont couramment appelées « winglets » dans la technique. Les winglets ainsi formés réduisent l’apparition de tourbillons, en particulier aux extrémités de l’aile avant. Toutefois, le phénomène d’augmentation d’incidence décrit plus haut, qui résulte en un décrochage de l’aile arrière, continue de se produire au-delà d’une certaine valeur d’angle d’incidence, typiquement 15°. Un deuxième modèle, connu sous le nom « Plana », de la société Plana Aero, comprend aux extrémités de ses ailes des rotors contre-rotatifs. Ces rotors viennent, en tournant, s’opposer à la rotation des tourbillons en extrémité d’aile, de manière à empêcher une augmentation de l’incidence de l’aile arrière. Toutefois, une telle solution n’est pas satisfaisante car elle augmente de manière considérable le poids, l’encombrement et la complexité structurelle de l’aéronef. Sur un troisième modèle, connu sous le nom « Odys Aero », de la société Odys Aviation, les extrémités des ailes avant et arrière sont reliées entre elles de sorte à former une aile en anneau, aussi appelée « box wing » dans la technique. Cette forme d’aile en anneau tend à éliminer l’apparition des tourbillons aux extrémités de l’aile avant. Toutefois, une telle solution n’est pas satisfaisante car elle impose des contraintes fortes sur la conception de la structure de l’aéronef, notamment en ce qui concerne l’encombrement et l’orientation de ses ailes. Dans ce contexte, la Demanderesse a cherché à améliorer la situation. On propose un aéronef à décollage et atterrissage vertical, comprenant un fuselage. Le fuselage présente une partie avant, conformée en nez, et une partie arrière, conformée en queue, mutuellement opposées. L’aéronef comprend en outre une première aile et une deuxième aile, attachées sur le fuselage entre le nez et la queue. La deuxième aile est disposée en arrière de la première aile. La première aile est attachée au fuselage à une première hauteur, et s’étend, au moins en partie, généralement dans un premier plan. La deuxième aile est attachée au fuselage à une deuxième hauteur, supérieure à la première hauteur, et s’étend, au moins sur une partie raccordée au fuselage, généralement dans un deuxième plan. L’aéronef comprend en outre une première ailette, disposée en bout de première aile. La première ailette comprend une portion saillante faisant saillie du premier plan, à l’opposé du deuxième plan. L’aéronef proposé présente en bout de sa première aile, ou aile avant, une forme particulière d’ailette. Cette forme a pour effet de réduire l’influence du sillage de l’aile avant sur l’écoulement d’air autour de la deuxième aile, ou aile arrière. En particulier, le niveau du cœur du tourbillon se formant en bout d’aile avant est abaissé, ce qui limite son effet sur l’aile arrière et donc l’apparition d’un phénomène d’augmentation d’incidence de cette aile. La forme d’ailette proposée est particulièrement avantageuse car elle est susceptible d’améliorer la stabilité latérale de l’aéronef, en formant pour cet aéronef une surface de dérive. Des caractéristiques optionnelles de l’invention, complémentaires ou de substitution, sont énoncées ci-après : - la portion saillante de la première ailette comprend une partie d’extrémité, s’étendant généralement dans un plan d’inclinaison, ce plan d’inclinaison formant avec le premier plan un angle compris entre 60° et 90° ; - la portion saillante de la première ailette présente, selon un profil, une longueur comprise entre 50 et 100% d’une valeur de corde aérodynamique moyenne de la première aile ; - la deuxième aile comprend une portion de voilure, en partie disposée en arrière de la portion saillante de la première ailette ; - la portion de voilure s’étend généralement dans le deuxième plan ; - l’aéronef comprend en outre une deuxième ailette, disposée en bout de deuxième aile, cette deuxième ailette présentant une portion saillante faisant saillie du deuxième plan généralement dans la même direction que la portion saillante de la première ailette ; - la portion saillante de la deuxième ailette comprend une partie d’extrémité, s’étendant généralement dans un plan d’inclinaison, ce plan d’inclinaison formant avec le deuxième plan un angle compris entre 60° et 90° ; - la portion saillante de la deuxième ailette présente, selon un profil, une longueur comprise entre 50 et 100% d’une valeur de corde aérodynamique moyenne de la deuxième aile ; - l’aéronef comprend en outre un conduit traversant, apte à loger un rotor, ce conduit traversant étant disposé à proximité de la portion saillante de la première ailette ; - l’aéronef comprend en outre un empennage, disposé sur la queue, l’empennage étant conformé, au moins en partie, en une troisième aile, laquelle s’étend généralement dans un plan, sensiblement parallèle au premier plan. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit, tirée d’exemples donnés à titre illustratif et non limitatif, tirés des dessins sur lesquels : - la FIG. 1 représente une partie gauche d’un aéronef selon l’invention, en vue de face ; - la FIG. 2 représente une partie de l’aéronef de la FIG. 1 , en perspective isométrique ; - la FIG. 3 représente une partie gauche de l’aile avant de l’aéronef de la FIG. 1 , en vue de face ; - la FIG. 4 représente la partie gauche de l’aile avant de l’aéronef de la FIG. 1 , en vue de dessus ; - la FIG. 5 représente la partie gauche de l’aile avant de l’aéronef de la FIG. 1 , en vue de côté ; - la FIG. 6 représente un champ de pression sur le bord d’attaque de l’aile arrière, pour un aéronef de l’état de la technique en phase de vol d’avancement ; - la FIG. 7 représente un champ de pression sur le bord d’attaque de l’aile arrière, pour un aéronef selon l’invention en phase de vol d’avancement ; - la FIG. 8 représente une évolution du coefficient de portance de l’aile arrière en fonction de l’angle d’incidence, pour un aéronef de l’état de la technique et pour un aéronef selon l’invention ; - la FIG. 9 représente une évolution du coefficient de moment de tangage en fonction de l’angle d’incidence, pour un aéronef de l’état de la technique et pour un aéronef selon l’invention ; - la FIG. 10 représente une évolution du coefficient de moment de roulis en fonction de l’angle de dérapage, à angle d’incidence donné, pour plusieurs modes de réalisation d’un aéronef selon l’invention ; - la FIG. 11 représente un champ de vitesse moyenne d’un écoulement d’air sur la partie gauche de l’aile avant, pour un aéronef selon l’invention en phase de vol vertical ; - la FIG. 12 représente un champ de vitesse moyenne et des lignes de courant d’un écoulement d’air sur la partie gauche de l’aile avant, pour un aéronef selon l’invention en phase de vol vertical. Les dessins et la description ci-après contiennent, pour l'essentiel, des éléments de caractère certain. Ils pourront donc non seulement servir à mieux faire comprendre la présente invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant. On fait référence aux figures 1 et 2. Ces figures représentent un aéronef à décollage et atterrissage vertical, ou aéronef VTOL, selon un mode de réalisation de l’invention. Cet aéronef est désigné par la référence numérique 1 dans la suite de la description. L’aéronef 1 comprend un fuselage 3, qui s’étend généralement selon un premier axe, appelé axe longitudinal de l’aéronef 1. L’aéronef 1 est en outre caractérisé par un deuxième axe, ou axe latéral, perpendiculaire à son axe longitudinal. Cet axe latéral croise l’axe longitudinal en un point correspondant au centre de gravité de l’aéronef 1. L’aéronef 1 est encore caractérisé par un troisième axe, perpendiculaire à son axe longitudinal et à son axe latéral. Ce troisième axe passe par le centre de gravité de l’aéronef 1. Ici, ce troisième axe s’étend généralement verticalement. L’aéronef 1 est généralement symétrique, suivant un plan comprenant son axe longitudinal et son troisième axe. Ce plan est appelé plan longitudinal ou plan de symétrie de l’aéronef 1 dans la suite de la description. On appelle plan transversal de l’aéronef 1 le plan comprenant l’axe longitudinal et l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, ce plan transversal s’étend généralement horizontalement. On appelle angle alpha, ou angle d’incidence de l’aéronef 1, l’angle formé entre l’axe longitudinal de l’aéronef 1 et une projection du vent relatif dans le plan de symétrie de l’aéronef 1. On appelle axe X1 l’axe résultant d’une rotation de l’axe longitudinal de l’aéronef 1 dans le plan de symétrie, cette rotation ayant pour centre le centre de gravité de l’aéronef 1 et pour valeur d’angle l’angle d’incidence de l’aéronef 1. On appelle angle beta, ou angle de dérapage de l’aéronef 1, l’angle formé entre cet axe X1 et la direction du vent relatif. Le fuselage 3 présente une partie avant, conformée en nez 5, et une partie arrière, conformée en queue 7, mutuellement opposées. L’aéronef 1 comprend une première aile, ou aile avant 11, attachée sur le fuselage 3 entre le nez 5 et la queue 7. L’aile avant 11 présente une forme généralement allongée. L’aile avant 11 s’étend généralement parallèlement à l’axe latéral de l’aéronef 1. L’aile avant 11 s’étend principalement suivant un axe, appelé axe longitudinal de l’aile avant 11. Ici, l’aile avant 11 est disposée à proximité du nez 5. L’aéronef 1 comprend en outre une deuxième aile, ou aile arrière 13, attachée sur le fuselage 3 entre le nez 5 et la queue 7. L’aile arrière 13 est attachée sur le fuselage 3 en arrière de l’aile avant 11. L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 sont décalées suivant l’axe longitudinal de l’aéronef 1. L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 sont attachées sur le fuselage 3 de manière non superposée. L’aéronef 1 présente une configuration dite à ailes en tandem. L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 produisent l’essentiel de la portance de l’aéronef 1 en phase de vol d’avancement. L’aile arrière 13 présente une forme généralement allongée. L’aile arrière 13 s’étend généralement parallèlement à l’axe latéral de l’aéronef 1. L’aile arrière 13 s’étend principalement suivant un axe, appelé axe longitudinal de l’aile arrière 13. L’axe longitudinal de l’aile arrière 13 et l’axe longitudinal de l’aile avant 11 sont parallèles entre eux. Ici, l’aile arrière 13 est disposée à proximité de la queue 7. L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 sont attachées sur le fuselage 3 à des hauteurs différentes en référence au troisième axe de l’aéronef 1. L’aile avant 11 forme une aile inférieure pour l’aéronef 1, tandis que l’aile arrière 13 forme une aile supérieure pour celui-ci. On appelle angle de dièdre avant l’angle formé entre l’aile avant 11 et le plan transversal de l’aéronef 1. Ici, l’angle de dièdre avant est sensiblement égal à 0°. Ici, l’aile avant 11 s’étend de manière généralement parallèle au plan transversal de l’aéronef 1. L’aile avant 11 s’étend généralement dans un premier plan, ou plan d’aile avant. Le plan d’aile avant comprend l’axe longitudinal de l’aile avant 11. L’aile arrière 13 est disposée au-dessus du plan d’aile avant. On appelle angle de dièdre arrière l’angle formé entre l’aile arrière 13 et le plan transversal de l’aéronef 1. Ici, l’angle de dièdre arrière est sensiblement égal à 0°. Ici, l’aile arrière 13 s’étend de manière généralement parallèle au plan transversal de l’aéronef 1. L’aile arrière 13 s’étend généralement dans un deuxième plan, ou plan d’aile arrière. Le plan d’aile arrière est distinct du plan d’aile avant. Ici, le plan d’aile avant et le plan d’aile arrière sont parallèles entre eux. Ici, le plan d’aile arrière s’étend au-dessus du plan d’aile avant. L’aile avant 11 est disposée en-dessous du plan d’aile arrière. On appelle envergure d’une aile la longueur de cette aile suivant l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, l’envergure de l’aile avant 11 correspond à sa longueur suivant son axe longitudinal. Ici, l’envergure de l’aile arrière 13 correspond à sa longueur suivant son axe longitudinal. L’aile arrière 13 présente une envergure sensiblement égale ou supérieure à l’envergure de l’aile avant 11. Ici, l’aile arrière 13 présente une envergure supérieure à l’envergure de l’aile avant 11. L’aéronef 1 peut en outre comprendre, comme ici, un empennage 9, disposé sur la queue 7 du fuselage 3. Ici, l’empennage 9 présente une allure générale en T. L’empennage 9 comprend une partie de dérive 91, qui s’étend depuis le fuselage 3, ici selon la troisième direction de l’aéronef 1. L’empennage 9 comprend en outre une partie d’aile 93, qui s’étend à une extrémité de la partie de dérive 91 opposée au fuselage 3. L’empennage 9 peut encore comprendre, comme ici, une nacelle 95, propre à couvrir un moteur arrière horizontal de l’aéronef 1. La partie d’aile 93 présente une forme généralement allongée. La partie d’aile 93 s’étend généralement parallèlement à l’axe latéral de l’aéronef 1. La partie d’aile 93 s’étend principalement suivant un axe, appelé axe longitudinal de la partie d’aile 93. On appelle angle de dièdre d’empennage l’angle formé entre la partie d’aile 93 et le plan transversal de l’aéronef 1. Ici, l’angle de dièdre d’empennage est sensiblement égal à 0°. Ici, la partie d’aile 93 s’étend de manière généralement parallèle au plan transversal de l’aéronef 1. La partie d’aile 93 s’étend généralement dans un troisième plan, ou plan d’aile d’empennage. Le plan d’aile d’empennage comprend l’axe longitudinal de la partie d’aile 93. Le plan d’aile d’empennage est distinct du plan d’aile avant et du plan d’aile arrière. Ici, le plan d’aile d’empennage est parallèle au plan d’aile avant et au plan d’aile arrière. Ici, le plan d’aile d’empennage s’étend au-dessus du plan d’aile avant et du plan d’aile arrière. L’aéronef 1 comprend en outre, à une extrémité de son aile avant 11, une première ailette, ou winglet avant 17. Ici, l’aéronef 1 comprend une paire de winglets avant 17, chacun disposé à l’une des extrémités de son aile avant 11. Les winglets avant 17 présentent chacun une portion saillante 19, qui fait saillie du plan d’aile avant à l’opposé du plan d’aile arrière. Les portions saillantes 19 des winglets avant 17 s’étendent généralement vers le bas. Ici, les portions saillantes 19 des winglets avant 17 font saillie du plan d’aile avant. L’aéronef 1 peut en outre comprendre, comme ici, une deuxième ailette, ou winglet arrière 21, à une extrémité de son aile arrière 13. Ici, l’aéronef 1 comprend une paire de winglets arrière 21, chacun disposé à l’une des extrémités de son aile arrière 13. Les winglets arrière 21 présentent chacun une portion saillante 23, qui fait saillie de l’aile arrière 13 généralement dans la même direction que les portions saillantes 19 des winglets avant 17. Ici, les portions saillantes 23 des winglets arrière 21 font saillie du plan d’aile arrière. Les portions saillantes 23 des winglets arrière 21 s’étendent généralement vers le bas. Ici, les portions saillantes 23 des winglets arrière 21 s’étendent généralement vers le plan d’aile avant. L’aéronef 1 comprend en outre une pluralité de rotors 15, ici huit rotors 15, répartis sur son aile avant 11 et son aile arrière 13. Les rotors 15 sont configurés de manière à tourner autour d’axes sensiblement parallèles au troisième axe de l’aéronef 1. Les rotors 15 produisent l’essentiel de la portance de l’aéronef 1 en phase de vol vertical. Les rotors 15 sont agencés de manière à produire conjointement un mouvement essentiellement vertical de l’aéronef 1. Ici, quatre des rotors 15 sont disposés sur l’aile avant 11 tandis que les quatre autres rotors 15 sont disposés sur l’aile arrière 13. On fait référence aux figures 1 à 5. On décrit dans ce qui suit l’aile avant 11. Les figures 3 à 5 représentent la partie gauche de cette aile. L’aile avant 11 présente un carénage, qui comprend une partie avant, conformée en un bord d’attaque 35, et une partie arrière, conformée en un bord de fuite 37, mutuellement opposées. Ici, le bord d’attaque 35 et le bord de fuite 37 s’étendent de manière généralement parallèle l’un à l’autre. On appelle angle de flèche avant l’angle formé entre le bord d’attaque 35 de l’aile avant 11 et l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, l’angle de flèche avant est légèrement positif, par exemple de l’ordre de 5°. Le carénage de l’aile avant 11 comprend en outre une surface supérieure, conformée en un extrados 31, et une surface inférieure, conformée en un intrados 33, mutuellement opposées. L’extrados 31 et l’intrados 33 relient chacun le bord d’attaque 35 au bord de fuite 37. Ici, le carénage de l’aile avant 11 présente quatre conduits traversants 25, reliant chacun l’intrados 33 à l’extrados 31. Chacun de ces conduits traversants 25 est agencé de manière à loger l’un des rotors 15, au moins en partie. Ces conduits traversants 25 sont disposés par paires de part et d’autre du fuselage 3. Ici, chacun des winglets avant 17 est disposé à proximité de l’un des conduits traversants 25 de l’aile avant 11. On décrit dans ce qui suit le winglet avant 17 de la partie gauche de l’aile avant 11. La portion saillante 19 du winglet avant 17 présente une surface extérieure 20 et une surface intérieure 16, mutuellement opposées. La surface intérieure 16 se trouve orientée vers le fuselage 3. La surface extérieure 20 se raccorde à l’extrados 31 de la partie gauche de l’aile avant 11. La surface intérieure 16 se raccorde à l’intrados 33 de la partie gauche de l’aile avant 11. Ici, le winglet avant 17 et la partie gauche de l’aile avant 11 sont formés d’un seul tenant. Ici, la portion saillante 19 du winglet avant 17 correspond à une portion généralement courbée de carénage en bout d’aile avant 11. Cette portion de carénage est courbée vers l’intrados 33 du carénage de l’aile avant 11. En remplacement, le winglet avant 17 pourrait être réalisé en une pièce séparée, conformée de manière à être rapportée sur l’aile avant 11. La portion saillante 19 du winglet avant 17 présente une partie d’extrémité 18, laquelle s’étend généralement suivant un plan. Ce plan est appelé plan d’inclinaison du winglet avant 17 dans la suite de la description. Le plan d’inclinaison du winglet avant 17 forme avec le plan d’aile avant un angle gamma, ou angle de courbure, pour le winglet avant 17 (représenté sur la FIG. 3 ). Ici, cet angle de courbure correspond à l’angle duquel le carénage en bout d’aile avant 11 est courbé pour former la portion saillante 19 du winglet avant 17. Ici, l’angle de courbure du winglet avant 17 est de sensiblement 90°. Ici, le plan d’inclinaison du winglet avant 17 s’étend de manière sensiblement parallèle au troisième axe de l’aéronef 1. En remplacement, l’angle de courbure du winglet avant 17 pourrait être compris entre 60° et 90°. Ces valeurs d’angle de courbure permettent d’assurer que le tourbillon se détachant du bout d’aile avant s’éloigne suffisamment de l’aile arrière. Plus la valeur d’angle de courbure est élevée, plus l’éloignement est important. En outre, la forme du winglet avant 17 est caractérisée par deux autres angles, l’angle phi (représenté sur la FIG. 4 ) et l’angle psi (représenté sur la FIG. 5 ). La partie d’extrémité 18 présente un bord avant 181. L’angle phi correspond à l’angle formé entre une projection de ce bord avant 181 dans le plan d’aile avant et une projection du bord d’attaque 35 dans le plan d’aile avant. L’angle phi peut être compris entre 30° et 120°. Ici, l’angle phi est de sensiblement 75°. On appelle axe X2 l’axe reliant, d’une part, le point le plus distal du bord avant 181 de la partie d’extrémité 18 et, d’autre part, le point de raccord entre le bord d’attaque 35 de l’aile avant 11 et le fuselage 3. L‘angle psi correspond à l’angle formé entre l’axe longitudinal de l’aéronef 1 et une projection de l’axe X2 dans le plan de symétrie de l’aéronef 1. L’angle psi peut être compris entre 0° et 90°. Ici, l’angle psi est de sensiblement 25°. Les valeurs données pour les angles gamma, phi et psi permettent d’assurer une bonne répartition de la portance sur l’intrados 33 de l’aile avant 11. Ces valeurs permettent d’éviter l’apparition de gradients aérodynamiques trop forts, susceptibles de générer un décollement de la couche d’air autour de l’aile avant 11, et donc de générer des turbulences et de la trainée. On appelle corde moyenne aérodynamique, ou CMA, la corde d'une aile rectangulaire équivalente en surface, en portance et en moments aérodynamiques à une aile réelle. On appelle plan transversal de l’aile avant 11 un plan orthogonal au plan d’aile avant et comprenant l’axe longitudinal de cette aile. L’aile avant 11 présente, selon une coupe dans ce plan transversal, un profil de forme. La portion saillante 19 du winglet avant 17 peut présenter, sur ce profil, une longueur comprise entre 50 et 100% de la valeur de corde moyenne aérodynamique de l’aile avant 11. Ici, sur ce profil, la portion saillante 19 présente une longueur de l’ordre de 1 m. En remplacement, cette longueur pourrait être comprise entre 0,6 m et 1,7 m. Cette conformation du winglet avant 17 a pour effet que le tourbillon se détachant en bout d’aile avant 11 s’éloigne le plus possible de l’aile arrière 13, de sorte que le décrochage de cette dernière ne se produise plus qu’à de très fortes valeurs d’angle d’incidence. En outre, cette conformation a pour effet que la réduction de portance soit progressive sur la portion saillante 19, jusqu’à venir s’annuler sur la partie d’extrémité 18. Cette conformation a encore pour effet que le tourbillon se détache de la partie d’extrémité 18 en un unique point. Ces caractéristiques se retrouvent sur le winglet avant de la partie droite de l’aile avant 11, en particulier de manière symétrique par rapport au plan de symétrie de l’aéronef 1. On décrit dans ce qui suit l’aile arrière 13. L’aile arrière 13 présente un carénage, qui comprend une partie avant, conformée en un bord d’attaque 45, et une partie arrière, conformée en un bord de fuite 47, mutuellement opposées. On appelle angle de flèche arrière l’angle formé entre le bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13 et l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, l’aile arrière 13 est droite, c’est-à-dire que l’angle de flèche arrière est sensiblement égal à 0°. Le carénage de l’aile arrière 13 comprend en outre une surface supérieure, conformée en un extrados 41, et une surface inférieure, conformée en un intrados 43, mutuellement opposées. L’extrados 41 et l’intrados 43 relient chacun le bord d’attaque 45 au bord de fuite 47. Ici, le carénage de l’aile arrière 13 présente quatre conduits traversants 25, reliant chacun l’intrados 43 à l’extrados 41. Chacun de ces conduits traversants 25 est agencé de manière à loger l’un des rotors 15, au moins en partie. Ces conduits traversants 25 sont disposés par paires de part et d’autre du fuselage 3, en arrière des conduits traversants 25 disposés sur l’aile avant 11. Ici, le carénage de l’aile arrière 13 présente une paire de portions de voilure 27, dépourvues de conduit traversant. Chaque portion de voilure 27 est disposée entre l’un des conduits traversants 25 et l’un des winglets arrière 21. Ces portions de voilure 27 permettent d’améliorer la portance de l’aéronef 1 en vol d’avancement. Les portions de voilure 27 sont en partie disposées en arrière des winglets avant 17. Ici, le bord d’attaque 45 s’étend de manière généralement parallèle à l’axe longitudinal de l’aile arrière 13. Ici, le bord de fuite 47 s’étend de manière généralement parallèle au bord d’attaque 45 en arrière des conduits traversants 25 et sur les portions de voilure 27. Ici, le bord de fuite 47 est plus proche du bord d’attaque 45 sur les portions de voilure 27 qu’en arrière des conduits traversants 25. On décrit dans ce qui suit le winglet arrière 21 de la partie gauche de l’aile arrière 13. La portion saillante 23 du winglet arrière 21 présente une surface extérieure 24 et une surface intérieure 26, mutuellement opposées. La surface intérieure 26 se trouve orientée vers le fuselage 3. La surface extérieure 24 se raccorde à l’extrados 41 de la partie gauche de l’aile arrière 13. La surface intérieure 26 se raccorde à l’intrados 43 de la partie gauche de l’aile arrière 13. Ici, le winglet arrière 21 et la partie gauche de l’aile arrière 13 sont formés d’un seul tenant. Ici, la portion saillante 23 du winglet arrière 21 correspond à une portion généralement courbée de carénage en bout d’aile arrière 13. Cette portion de carénage est courbée vers l’intrados 43 du carénage de l’aile arrière 13. En remplacement, le winglet arrière 21 pourrait être réalisé en une pièce séparée, conformée de manière à être rapportée sur l’aile arrière 13. D’une manière similaire à ce qui a été décrit pour le winglet avant 17, la portion saillante 23 du winglet arrière 21 présente une partie d’extrémité 22, laquelle s’étend généralement suivant un plan. Ce plan est appelé plan d’inclinaison du winglet arrière 21 dans la suite de la description. Le plan d’inclinaison du winglet arrière 21 forme avec le plan d’aile arrière un angle gamma, ou angle de courbure, pour le winglet arrière 21. Ici, cet angle de courbure correspond à l’angle duquel le carénage en bout d’aile arrière 13 est courbé pour former la portion saillante 23 du winglet arrière 21. Ici, l’angle de courbure du winglet arrière 21 est de sensiblement 90°. Ici, le plan d’inclinaison du winglet arrière 21 s’étend de manière sensiblement parallèle au troisième axe de l’aéronef 1. En remplacement, l’angle de courbure du winglet avant 17 pourrait être compris entre 60° et 90°. On appelle plan transversal de l’aile arrière 13 un plan orthogonal au plan d’aile arrière et comprenant l’axe longitudinal de cette aile. L’aile arrière 13 présente, selon une coupe dans ce plan transversal, un profil de forme. La portion saillante 23 du winglet arrière 21 peut présenter, sur ce profil, une longueur comprise entre 50 et 100% de la valeur de corde moyenne aérodynamique de l’aile arrière 13. Ici, sur ce profil, la portion saillante 23 présente une longueur de l’ordre de 1,3 m. En remplacement, cette longueur pourrait être comprise entre 0,8 m et 1,7 m. Ici, sur ce profil, la portion saillante 23 présente une longueur supérieure à celle de la portion saillante 19 du winglet avant 17 sur la coupe dans le plan transversal de l’aile avant 11. Cette conformation du winglet arrière 21 a pour effet d’assurer une bonne stabilité latérale de l’aéronef 1 tout en permettant un contrôle en roulis efficace. Ces caractéristiques se retrouvent sur le winglet arrière de la partie droite de l’aile arrière 13, en particulier de manière symétrique par rapport au plan de symétrie de l’aéronef 1. On fait référence aux figures 6 et 7. La FIG. 6 représente la partie gauche d’un aéronef VTOL à ailes en tandem selon l’état de la technique. Plus particulièrement, cette figure représente un champ de pression sur le bord d’attaque d’une partie gauche de l’aile arrière de cet aéronef, en phase de vol d’avancement. Les éléments analogues à ceux décrits en relation avec les figures 1 à 5 portent les mêmes numéros de référence, augmentés d’une centaine. L’aéronef 101 se distingue essentiellement de l’aéronef décrit en relation avec les figures 1 et 2 en ce que son aile avant 111 est dépourvue de winglet avant, et en ce que son aile arrière 113 est dépourvue de winglet arrière. En outre, son aile arrière 113 se distingue de l’aile arrière décrite en relation avec les figures 1 et 2 en ce qu’elle présente un angle de dièdre arrière positif sur ses portions de voilure 127. Par exemple, cet angle de dièdre arrière est de l’ordre de 5°. La FIG. 6 représente un champ de pression 150 sur le bord d’attaque 145 de l’aile arrière 113, pour un angle d’incidence de 15°. Le champ de pression 150 correspond à un ensemble de valeurs de coefficient de pression total. Le coefficient de pression total, ou coefficient Cp0, comprend la pression dynamique, due à la vitesse de l’aéronef 1, et la pression statique. Le coefficient Cp0 varie de 0 à 1. Un coefficient Cp0 égal à 1 est interprété comme caractérisant un écoulement présentant la même énergie qu’un écoulement libre. Un coefficient Cp0 égal à 0 est interprété comme caractérisant un écoulement dont l’énergie est dissipée, ce qui contribue à une augmentation de la traînée. Sur les figures 6 et 7 telles que déposées (en couleur), un coefficient Cp0 de valeur 0 est représenté en rouge, tandis qu’un coefficient Cp0 de valeur 1 est représenté en blanc. La distribution des valeurs de coefficient Cp0 permet de visualiser les variations d’énergie de l’écoulement qui impacteront le bord d’attaque 145 de l’aile arrière 113, lorsque cette aile arrière 113 est dans le sillage de l’aile avant 111 en phase de vol d’avancement. La FIG. 6 permet de visualiser l’influence des turbulences apparaissant dans le sillage de l’aile avant 111 et affectant l’écoulement d’air sur l’aile arrière 113 à angle d’incidence élevé, c’est-à-dire supérieur à 12°. Ces turbulences comprennent des tourbillons se détachant du bord d’attaque 135, du bord de fuite et des extrémités 118 de l’aile avant 111. Les variations observées dans le champ de pression 150 sont caractéristiques de l’influence de ces tourbillons sur l’écoulement d’air autour de l’aile arrière 113. En particulier, le champ de pression 150 présente une zone de faible intensité 151, qui correspond au cœur du tourbillon se formant à l’extrémité 118 gauche de l’aile avant 111. Cette zone de faible intensité 151 se trouve à une hauteur proche du bord d’attaque 145 de l’aile arrière 113, du côté de l’intrados 143 de celle-ci. Le champ de pression 150 présente en outre quatre zones d’intensité moyenne 152, qui s’étendent essentiellement entre le plan d’aile avant et le plan d’aile arrière. L’une de ces zones d’intensité moyenne 152 s’étend au-dessus de l’extrados 141 de l’aile arrière 113. Les distributions de pression illustrées sur le champ de pression 150 ont pour effet de provoquer une augmentation de l’incidence de l’aile arrière 113, qui peut atteindre plusieurs degrés. La portance de l’aile arrière 113 diminue. L’aile arrière 113 se trouve décrochée. L’aéronef 101 subit à la fois une perte de portance et une perte de stabilité longitudinale, due à un mouvement de tangage à cabrer. La FIG. 7 représente la partie gauche d’un aéronef VTOL à ailes en tandem selon l’invention. Plus particulièrement, cette figure représente un champ de pression sur le bord d’attaque d’une partie gauche de l’aile arrière de cet aéronef, en phase de vol d’avancement. Les éléments analogues à ceux décrits en relation avec les figures 1 à 5 portent les mêmes numéros de référence. L’aéronef 1 se distingue essentiellement de l’aéronef décrit en relation avec les figures 1 à 5 par la forme de ses winglets avant 17. Ici, les winglets avant 17 présentent un angle de courbure de sensiblement 60°. En outre, son aile arrière 13 se distingue de l’aile arrière décrite en relation avec les figures 1 et 2 en ce qu’elle présente un angle de dièdre arrière positif sur ses portions de voilure 27. Par exemple, cet angle de dièdre arrière est de l’ordre de 5°. De manière analogue à la FIG. 6 , la FIG. 7 représente un champ de pression 50 sur le bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13, pour un angle d’incidence de 15°. Le champ de pression 50 permet de visualiser la distribution du coefficient Cp0 sur le bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13, lorsque cette aile arrière 13 est dans le sillage de l’aile avant 11 en phase de vol d’avancement. Le champ de pression 50 présente une zone de faible intensité 51, correspondant au cœur du tourbillon se détachant de l’extrémité gauche de l’aile avant 11. Ici, ce tourbillon se détache de la partie d’extrémité 18 du winglet avant 17 gauche. Cette zone de faible intensité 51 se trouve à une hauteur proche de celle du plan d’aile avant. Le champ de pression 50 présente en outre deux zones d’intensité moyenne 52, qui s’étendent entre le plan d’aile avant et le plan d’aile arrière, à distance du bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13. Aucune de ces zones d’intensité moyenne 52 ne s’étend au-dessus de l’extrados 41 de l’aile arrière 13. Grâce à l’invention, à angle d’incidence égal, les cœurs des tourbillons générés dans le sillage de l’aile avant 11, et matérialisés par la zone de faible intensité 51 et les zones d’intensité moyenne 52 du champ de pression 50, se trouvent généralement abaissés. L’aile arrière 13 n’est plus disposée directement dans le sillage de l’aile avant 11. En particulier, les cœurs des tourbillons se détachant des extrémités de l’aile avant 11 se trouvent à distance de l’aile arrière 13. L’influence du sillage de l’aile avant 11 sur l’écoulement d’air autour de l’aile arrière 13 est réduite. On n’observe plus d’augmentation de l’incidence ni de décrochage de l’aile arrière 13. Plus généralement, les effets des turbulences du sillage de l’aile avant sur l’écoulement d’air autour de l’aile arrière sont retardés : ces effets n’apparaissent plus que pour des valeurs d’angle d’incidence très élevées, typiquement au-delà de 15°. De telles valeurs d’angle d’incidence ne sont, en pratique, généralement pas observées pendant les phases de vol d’avancement. On fait référence à la FIG. 8 . Cette figure illustre les effets de l’invention sur l’évolution du coefficient de portance de l’aile arrière, en fonction de l’angle d’incidence. Un graphe G1, en trait tireté, représente cette évolution pour un aéronef de l’état de la technique, c’est-à-dire dépourvu de winglets selon l’invention. Par exemple, cet aéronef de l’état de la technique est analogue à celui décrit en relation avec la FIG. 6 . Un graphe G2, en trait plein, représente l’évolution du coefficient de portance pour un aéronef selon l’invention. Par exemple, cet aéronef selon l’invention est analogue à celui décrit en relation avec la FIG. 7 . Le graphe G1 montre que, entre une valeur A0 et une valeur A1 d’angle d’incidence, le coefficient de portance de l’aile arrière augmente de manière régulière, d’une valeur CZ0 à une valeur CZ1. Au-delà, entre la valeur A1 et une valeur A2 d’angle d’incidence, ce coefficient de portance diminue, jusqu’à atteindre une valeur CZ2. Cette diminution correspond à un décrochage de l’aile arrière, tel que décrit, par exemple, en relation avec la FIG. 6 . Le graphe G2 montre que, entre 0° et la valeur A0 d’angle d’incidence, le coefficient de portance de l’aile arrière augmente, de la valeur CZ3 à la valeur CZ0. Entre la valeur A0 et la valeur A1 d’angle d’incidence, le coefficient de portance de l’aile arrière continue d’augmenter de manière régulière, de la valeur CZ0 à une valeur CZ4, sensiblement inférieure à CZ1. Au-delà, entre la valeur A1 et la valeur A2 d’angle d’incidence, ce coefficient de portance continue d’augmenter, jusqu’à atteindre une valeur CZ5, supérieure à CZ1. La valeur A0 est comprise entre 0 et 8°. Ici, A0 est de l’ordre de 3°. La valeur A1 est comprise entre 8 et 16°. Ici, A1 est de l’ordre de 12°. La valeur A2 est comprise entre 11° et 19°. Ici, A2 est de l’ordre de 15°. Les valeurs CZ0, CZ1, CZ2, CZ3, CZ4 et CZ5 sont ici égales à 0,2539, 0,6358, 0,6101, 0,1182, 0,6158 et 0,6492, respectivement. Grâce à l’invention, en particulier du fait de ses effets décrits en relation avec les figures 6 et 7, le coefficient de portance de l’aile arrière continue d’augmenter de manière régulière, même pour des valeurs d’angle d’incidence élevées. Pour un angle d’incidence compris entre 0° et la valeur A2, on n’observe aucun décrochage de l’aile arrière. On fait référence à la FIG. 9 . Cette figure illustre les effets de l’invention sur le coefficient de moment de tangage, en fonction de l’angle d’incidence. Un graphe G3, en trait tireté, représente cette évolution pour l’aéronef de l’état de la technique de la FIG. 8 . Un graphe G4, en trait plein, représente cette évolution pour l’aéronef selon l’invention de la FIG. 8 . Le graphe G3 montre que, entre la valeur A0 et la valeur A1 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage diminue de manière régulière, d’une valeur CM0 à une valeur CM1. Au-delà, entre la valeur A1 et la valeur A2 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage augmente, jusqu’à atteindre une valeur CM2. Cette augmentation correspond à une instabilité longitudinale et à l’apparition d’un phénomène de tangage à cabrer. Cela signifie que, lorsque l’aéronef 101 vole dans la plage de valeurs d’angle d’incidence comprises entre A1 et A2, en cas de perturbation, par exemple en cas de rafale augmentant l’angle d’incidence, la réponse de l’aéronef 101 est d’augmenter encore davantage l’angle d’incidence. On observe, de ce fait, un phénomène dit « instable », qui conduit à un décrochage de l’aéronef 101. Le graphe G4 montre que, entre 0° et la valeur A0 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage diminue, d’une valeur CM3 à la valeur CM0. Entre la valeur A0 et la valeur A1 d’angle d’incidence, ce coefficient de moment de tangage continue de diminuer de manière régulière, jusqu’à atteindre une valeur CM4, supérieure à CM1. Au-delà, entre la valeur A1 et la valeur A2 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage continue de diminuer légèrement, jusqu’à atteindre une valeur CM5, inférieure à CM2. Les valeurs CM0, CM1, CM2, CM3, CM4 et CM5, sont ici égales à -0,202, -0,505, -0,485, -0,094, -0,490 et -0,516, respectivement. Grâce à l’invention, on n’observe pas d’augmentation soudaine du coefficient de moment de tangage au-delà de la valeur A1 d’angle d’incidence. Pour un angle d’incidence compris entre 0° et la valeur A2, on n’observe pas d’instabilité longitudinale. On fait référence à la FIG. 10 . Cette figure illustre une évolution du coefficient de moment de roulis en fonction de l’angle de dérapage, pour un angle d’incidence égal à 8°. Cette évolution est représentée sur les graphes G5, G6, G7 et G8, chaque graphe étant associé à un mode de réalisation différent de l’invention. Le graphe G5 est associé à un premier mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 100. Ce premier mode correspond essentiellement au mode de réalisation décrit en relation avec les figures 1 à 5. Le graphe G6 est associé à un deuxième mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 200. Ce deuxième mode se distingue du premier mode essentiellement en ce qu’il présente un angle de dièdre d’empennage positif, par exemple de l’ordre de 5°. Le graphe G7 est associé à un troisième mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 300. Ce troisième mode se distingue du deuxième mode essentiellement en ce que ses winglets arrière présentent une portion saillante vers le haut. Le graphe G8 est associé à un quatrième mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 400. Ce quatrième mode se distingue du troisième mode essentiellement en ce que son aile arrière présente un angle de dièdre arrière positif sur ses portions de voilure, par exemple de l’ordre de 5°. Pour les quatre modes de réalisation, le coefficient de moment de roulis tend à diminuer de manière régulière jusqu’à atteindre une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant d’une valeur B2 (négative) à une valeur nulle. Pour le quatrième mode de réalisation, le graphe G8 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL4 à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant de la valeur B2 à une valeur nulle. Pour le troisième mode de réalisation, le graphe G7 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL3, inférieure à la valeur CL4, à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant d’une valeur B1 (négative) à la valeur nulle. En comparaison avec le quatrième mode de réalisation, la disposition de l’aile arrière dans un unique plan d’aile arrière (correspondant à un angle de dièdre arrière nul) permet de diminuer le coefficient de moment de roulis, à angle de dérapage égal. La contrôlabilité en roulis de l’aéronef est ainsi améliorée, tout en ayant une bonne stabilité latérale. Pour le deuxième mode de réalisation, le graphe G6 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL2, inférieure à la valeur CL3, à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant de la valeur B1 à la valeur nulle. En comparaison avec le troisième mode de réalisation, l’orientation vers le bas des portions saillantes des winglets arrière permet de diminuer le coefficient de moment de roulis, à angle de dérapage égal. La contrôlabilité en roulis de l’aéronef est ainsi améliorée, tout en ayant une bonne stabilité latérale. Pour le premier mode de réalisation, le graphe G5 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL1, inférieure à la valeur CL2, à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant de la valeur B1 à la valeur nulle. En comparaison avec le deuxième mode de réalisation, la disposition de la partie d’aile de l’empennage dans un unique plan d’aile d’empennage (correspondant à angle de dièdre d’empennage nul) permet de diminuer le coefficient de moment de roulis, à angle de dérapage égal. La contrôlabilité en roulis de l’aéronef est ainsi améliorée, tout en ayant une bonne stabilité latérale. Ici, la valeur B1 est égale à -15°. La valeur B2 est égale à -10°. Les valeurs CL1, CL2, CL3 et CL4 sont ici égales à 0,014, 0,019, 0,04 et 0,043, respectivement. On fait référence aux figures 11 et 12. Ces figures illustrent des effets de l’invention sur un écoulement d’air autour de l’aile avant en phase de vol vertical. Ces figures représentent la partie gauche de l’aile avant d’un aéronef selon un mode de réalisation de l’invention. Dans ce mode de réalisation, chacun des winglets de l’aile avant est disposé à proximité d’un conduit traversant logeant un rotor. Ce mode de réalisation est, par exemple, analogue à celui décrit en relation avec les figures 1 à 5. Dans la suite de la description, les éléments analogues à ceux décrits en relation avec les figures 1 à 5 portent les mêmes numéros de référence. Les caractéristiques de l’écoulement d’air autour de la partie droite de l’aile avant 11 se déduisent par symétrie par rapport au plan de symétrie de l’aéronef 1. Durant la phase de vol vertical, les rotors 15 sont en rotation dans les conduits traversants 25, de manière à générer conjointement la portance de l’aéronef 1. La FIG. 11 correspond à une coupe selon le plan transversal de l’aile avant 11. Cette figure représente un champ de vitesse moyenne de l’écoulement d’air autour de cette aile. Ce champ fait apparaître plusieurs plages, correspondant à des valeurs de vitesse moyenne respectives, en mètres par seconde. La FIG. 12 correspond à une vue de face de la partie gauche de l’aile avant 11. Cette figure fait apparaître des lignes de courant de l’écoulement d’air autour de cette aile. Cette figure représente, en outre, un champ de vitesse moyenne de l’écoulement d’air autour de l’aile avant 11. L’écoulement d’air autour de l’aile avant 11 présente des valeurs maximales de vitesse moyenne en sortie des rotors 15. Ici, ces valeurs maximales sont comprises entre 40 et 85 m/s. Par leur rotation, les rotors 15 génèrent un effet de succion. Cet effet de succion provoque une aspiration d’air sur l’extrados 31 de l’aile avant 11. L’effet de succion provoque une aspiration d’air depuis l’extrémité de l’aile avant 11, ici depuis la partie d’extrémité 18 de la portion saillante 19 du winglet avant 17. L’écoulement d’air subit une accélération sur cette portion saillante 19, en particulier sur la surface extérieure 20 de celle-ci. Cette accélération a pour effet que la surface extérieure 20 de la portion saillante 19 fonctionne comme une surface d’extrados pour l’aile avant 11, tandis que la surface intérieure 16 fonctionne comme un intrados. On observe en particulier l’apparition d’une nouvelle force, matérialisée dans l’encadré 80 par la flèche 82. Cette force est normale à la surface extérieure 20 de la portion saillante 19 du winglet avant 17. Cette force présente une composante de portance, généralement verticale, qui vient s’ajouter à la portance générée par la rotation des rotors 15. L’aéronef 1 présente ainsi une portance améliorée en phase de vol vertical. L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits plus hauts, mais englobe toutes les variantes envisageables par l'homme de l'art. Aéronef à décollage et atterrissage vertical, comprenant un fuselage (3), présentant une partie avant, conformée en nez (5), et une partie arrière, conformée en queue (7), mutuellement opposées, une première aile (11) et une deuxième aile (13), attachées sur le fuselage (3) entre le nez (5) et la queue (7), la deuxième aile (13) étant disposée en arrière de la première aile (11), la première aile (11) étant attachée au fuselage (3) à une première hauteur, et s’étendant, au moins en partie, généralement dans un premier plan, la deuxième aile (13) étant attachée au fuselage (3) à une deuxième hauteur, supérieure à la première hauteur, et s’étendant, au moins sur une partie raccordée au fuselage (3), généralement dans un deuxième plan, une première ailette (17), disposée en bout de première aile (11), caractérisé en ce que la première ailette (17) comprend une portion saillante (19) faisant saillie du premier plan, à l’opposé du deuxième plan. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel la portion saillante (19) de la première ailette (17) comprend une partie d’extrémité (18), s’étendant généralement dans un plan d’inclinaison, ce plan d’inclinaison formant avec le premier plan un angle compris entre 60° et 90°. Aéronef selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel la portion saillante (19) de la première ailette (17) présente, selon un profil, une longueur comprise entre 50 et 100% d’une valeur de corde moyenne aérodynamique de la première aile (11). Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la deuxième aile (13) comprend une portion de voilure (27), en partie disposée en arrière de la portion saillante (19) de la première ailette (17). Aéronef selon la revendication 4, dans lequel la portion de voilure (27) s’étend généralement dans le deuxième plan. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, comprenant en outre une deuxième ailette (21), disposée en bout de deuxième aile (13), cette deuxième ailette (21) présentant une portion saillante (23) faisant saillie du deuxième plan généralement dans la même direction que la portion saillante (19) de la première ailette (17). Aéronef selon la revendication 6, dans lequel la portion saillante (23) de la deuxième ailette (21) comprend une partie d’extrémité (22), s’étendant généralement dans un plan d’inclinaison, ce plan d’inclinaison formant avec le deuxième plan un angle compris entre 60° et 90°. Aéronef selon l’une des revendications 6 et 7, dans lequel la portion saillante (23) de la deuxième ailette (21) présente, selon un profil, une longueur comprise entre 50 et 100% d’une valeur de corde aérodynamique moyenne de la deuxième aile (13). Aéronef selon l’une des revendications précédentes, comprenant en outre un conduit traversant (25), apte à loger un rotor (15), ce conduit traversant (25) étant disposé à proximité de la portion saillante (19) de la première ailette (17). Aéronef selon l’une des revendications précédentes, comprenant en outre un empennage (9), disposé sur la queue (7), l’empennage (9) étant conformé, au moins en partie, en une troisième aile (93), laquelle s’étend généralement dans un plan, sensiblement parallèle au premier plan.