'a présente invention concerne la stabilisation et le pilotage des aéronefs dits plus légers que l'air" et plus particulièrement des aérostats du type "grue volante" destinés à manoeuvrer des charges lourdes et/ou encombrantes difficile- ment transportables par les moyens usuels. De tels appareils nécessitent, d'une part, des moyens de correction de dérive d'altitude, d'angle de site, d'assiette longitudinale et d'azimut pour le contrôle de leur stabilité, et, d'autre part, des moyens de commande de déplacement, d'altitude et de cap, pour autoriser leur pilotage. On sait que la surface de l'envei.oppe aérostatique étant généralement très grande, ces aérostats sont particulièrement instables. Les moyens de correction doivent done être particulièrement efficaces, de même que les moyens de propulsion doivent être importants de manière à parvenir à une vitesse de croisière suffisamment élevée. Pour résoudre le problème de la stabilise et du pilotage d'un aérostat, de nombreuses solutions ont déjà été proposées. L'une bielles, basée sur l'utilisation d'hélices à axe de rotation basculable en fonction des besoins, n'a jamais pu toutefois donner satisfaction malgré sont apparente simplicité ne mise mise en oeuvre. Ceci est dû au fait, comme déjà mentionné par OEHMICHEN dans le brevet français N 777 003 de 1933, que "... la complication qu'apporte à un mécanisme, déjà complexe en lui-même, un dispositif d'inclinaison variable agissant sur les axes soumis à dcb ouples moteurs et à des réactions gyro ccpiques internes, conduit à alourdir consIdérablement l'appareil et à en compromettre la solidité". L'effet gyroscopique entraîne de plus, dans un tel cas, des temps de basculement importants incompatibles avec les temps courts nécessaire à la mise en oeuvre des moyens de contrôle en réaction aux actions déstabilisantes. C'est en partant de cette constatation que la Demanderesse a été amenée à concevoir l'adaptation, sur un aérostat, de voilures tournantes dont les temps très courts de variation de pas cyclique et de pas général autorisent les réactions rapides nécessaires aux actions rapides dues aux variations de vent telles que rafales par exemple. Les voilures tournantes sont du type de celles appliquées sur les hélicoptères. De telles voilures tournantes, dont la variation d'incidence des pales permet l'orientation du plan de rotation seul , ne présentent pas les inconvénients des axes basculants précédemment cités. En effet, avec une telle voilure, l'apparition d'une force latérale est obtenue par l'inclinaison du plan de rotation de ladite voilure et cette inclinaison amène des variations instantanées de vitesse et d'angle d'attaque des pales selon que lesdites pales avancent ou reculent dans le plan de rotation. On obtient cet effet au moyen d'urne commande cyclique de variation de pas afin d'obtenir une dissymétrie de portance. La pale s'abaisse dans la direction de la force latérale et se lève dans la direction opposée, amenant une inclinaison du plan de rotation de la voilure tournante (dite rotor ci-après). Outre la commande cyclique de variation de pas, une commande générale dtincidence sur toutes les pales agit sur la force qui est perpendiculaire au plan de rotation. Cette force peut être positive, c'est-à-dire entraînant le disque vers l'avant, négative c'est-à-dire entratrant le disque vers l'arrière ou encore nulle lorsqu'elle n'a pas d'action sur lui. Dans le cadre de l'invention, une telle force axiale est utilisée notamment pour agir sur les forces aérostatiques apparaissant lors de l'évolution de l'aérostat dans les actions montantes ou descendantes, ou encore de maintien de la stabilité malgré l'ailègement dû à l'épuisement du carburant par exemple. Ces rotors inclinables sont aisés à mettre en oeuvre, du fait qu'ils sont d'un usage courant dans le domaine des hélicoptères et qu'il sont facilement contrtlables à partir de moyens de commande relativement simples. Bien entendu, la stabilité et le pilotage d'un aérostat muni de tels rotors inclinables ne peuvent titre assurés que gracie à l'emploi d'un calculateur d'ordre donné à des actionneurs agissant sur le pas cyclique et ie pas général de chaque rot or, ce calculateur recevant lui-mtme les donnes de détecteurs asservis à des dispositifs de commande de pilotage convenables. La description qui va suivre, faite en regard des dessins annexés, va montrer comment des rotors inclinables peuvent titre adaptés à un aérostat qui peut se- trouver ainsi totalement stabilisé et piloté par adaptation convenable du pas cyclique et du pas général de chaque rotor. Sur ces dessins la figure 1 représente une vue schématique en perspective dSun aérostat conforme à l'invention comportant, selon une première forme possible de réalisation, quatre rotors inclinables d'axes de rotation parallèles à l'axe longitudinal de l'aérostat et coplanaires deux à deux la figure 2 représente une vue schématique en perspective d'un aérostat conforme à l'invention comportant, selon une seconde forme possible de réalisation,quatre rotors inclinables coplanaires deux à deux, les groupes de deux rotors ayant respectivement leurs axes de rotation parallèles et perpendiculaires à l'axe longitudinal de l'aérostat la figure 3 représente une coupe axiale schématique du dispositif connu de cota::aande de pas cyclique et de pas général d'un rotor inclinable là figure 4 représente une vue schématique en perspec tive partiellement coupée axialement, du groupe de motorisation d'un rotor inclinable avec ses vérins de servo-commande, de pas cyclique et de pas général ; et la figure 5 représente un schéma synoptique d'une chatne d'asservissement agissant sur les actionneurs de pales. Selon une première forme de réalisation représentée sur la figure 1, l'aérostat de référence générale 100 est cons- titué d'une enceinte aérostatique 101 liée à une structure tétrapode 102 recevant1 d'une part, un dispcsitif de treuillage de charge 103 et, d'autre part, quatre rotors inclinables 104,105, longitudInal 106, 1C7, de plans de rotation sensiblement orthogonaux à i:axe/ A-A de l'enceinte aérostatique et dont les variations de plan de rotation (telles que les trois plans P1-P2-n3 indiqués à titre d'exemple = le rotor 106) peuvent produire toutes les composantes de poussées notamment matérialisées par des flèches dans les directions principales. Selon une seconde forme possible de réalisation représentée sur la figure 2, l'aérostat de référence générale 200 est constitué d'une enceinte aérostatique 201 liée à une structure tétrapode 202 recevant, dtune part, un dispositif de treuillage de charge 203 et, d'autre part, quatre rotors inclinables 204, 205, 206, 207 dont les plans de rotation inclinables peuvent produire également toutes le composantes de poussées matérialisées par des flèches dans les directions principales.Parmi les quatre rotors, les rotors 204 et 206 sont disposés sensiblement selon le même plan de rotation, lui-meme orthogonal à l'axe longitudinal A-A de l'enceinte aérostatique 201, tandis que les rotors 205 et 207 ont des plans de rotation disposés de façon sensiblement perpendiculaire à l'axe A-h. Ces deux formes de réalisation décrites ne sont pas exclusives de toute autre forme de réalisation qui conduirait à prévoir, sur un aérostat, un nombre et/ou une disposition différente de rotors inclinables, lesdites autres formes de réalisation restant bien entendu dans le cadre de l'invention. Il est aisé de constater, à l'appui des figures 1 et 2, que tous les cas de contrôle de stabilisation et de pilotage peuvent être réalisés par adaptation des vecteurs poussée résultant d'une inclinaison convenable des plans de rotation des rotors et diune action sur le pas général des pales. La figure 3 montre schématiquement le principe de fonctionnement dturl rotor inclinable mettant en évidence la commande de variation de pas cyclique et la commande de variation de pas général par plateau cyclique. Un tel schéma est celui d'un ensemble de commande utilisé sur les hélico?tères actuellement en usage. Il est évident que tout mode d'action direct sur les pales, à partir d'une servo-commande par exemple, serait identique dans son rssultat dans la mesure où les commandes de pas cyclique et de pas général seraient assurées de manlère équiva- lente à celle que procure ledit plateau cyclique. En se référant à cette figure 3, l'ensemble de commande comprend un arbre tournant 2 animé par un turbo-moteur (non représenté) et monté concentriquement à un mat de rotor 1 fixe. Un plateau inclinable 3, portant un roulement périphérique, est coulissant sur l'arbre tournant grâce à une rotule 4. il est rendu fixe par l'intermédiaire d'un compas 5 lié au mSt. Un plateau 6, rendu mobile en rotation gracie au compas 7 et au roulement périphérique, soit l'inclinaison du plateau fixe qu'il communIque, grâce aux bielles 8, aux pales 9 mobiles autour de l articulation- 10 sur l'arbre tournant 2. Des bielles il commandées par des vérins de servocommande tels que 12, 13 peuvent incliner le plateau 7 et/ou le déplacer le long de l'arbre rotatif 2 de telle sorte que la variation cyclique de pas soit ainsi obtenue en se superposant éventuellement à la variation collective de pas de toutes les pales. Les vérins de servo-commande (en nombre convenable) sont mus par des actionneurs 19 placés sous la dépendance d'un calculateur dtordres qui sera décrit ci-après. En se référant à la figure 4, l'ensemble d'un rotor avec son générateur rotatif comporte essentiellement ie moyeu de rotor proprement dit 14 avec sa botte de transmission 15 le reliant au turbo-moteur 16. Cet ensemble est assujetti à une partie fixe 17 qui reçoit, dans le cas présent, les vérins de servo-commande 18 reliés aux actionneurs 19. En ce qui concerne la stabilisation et le pilotage de l'aérostat, on rappelle tout d'abord que tout engin volant possède six degrés de libers. Si l'on repère ses déplacements par rapport à un triangle trirectangle Ox, y, z qui lui est lié, ces six degrés de liberté peuvent titre représentés par trois translations x, y, z, suivant les trois axes Ox, Oy, Oz et par trois rotations e , , 47 autour de chacun des trois axes. Théoriquement, un aérostat est dcnc stabilisé lorsqu'on applique sur les trois axes Ox, Oy, Oz, des forces et des moments égaux et opposés aux forces et aux moments qui tendent à le déstabiliser. Si l'on désire piloter un tel aérostat dont l'assiette a été rendue stable par correction des moments selon e et autour des axes de roulis et de tangage, on applique sélectivement des forces déterminées sur les trois ases Ox, Oy, Oz et un moment selon # autour de Oz. Ces forces qui sont générées à partir de l'adaptation de :L'incidence des pales des rotors, sont issues de signaux produits par l'écart constaté entre les détecteurs et des pilotes affichant une position fixée a priori. En se référant à la figure 5, la chatne d'asservissement de la stabilisation et du pilotage de l'aérostat aboutit, par lintermédiaire de deux intégrateurs 30 et 31, à un calculateur d'ordres 20 commandant les actionneurs de pales 19. Ainsi, les signaux x - xO ou y - yo résultent de l'écart constaté entre un détecteur de cap 21 selon x, ou un détecteur de cap 22 selon y, et un pilote 23 ae cap en x, ou un pilote de cap 24 selon y, affichant une position donnée a priori. De même, les signaux z - zO résultent de l'écart constaté entre un altimètre 25 et un altimètre pilote 26 affichant une altitude fixée a priori. lies angles de correction d'assiette e et # devant être contrôlés en permanence afin d'assurer la stabilité horizon tale, les signaux d'écart # -#o et # -#o sont directement issus d'une centrale d'horizontale 27. Enfin, les signaux 47 - #o résultent de l'écart constaté entre un gyromètre 28 et un gyromètre pilote 29 affichant une position angulaire autour de z, fixée a priori. Tous ces signaux d'écart sot envoyés au calculateur d'ordres 20 à travers des intégrateurs 70 et 31. il est bien entendu que 2 présente invention n'a été décrite et représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'cn pourra apporter toute équivalence technique dans ses éléments constitutifs, notamment la structure de l'enceInte aérostatique, du tétrapode et de la chaîne d'asservissement de pilotage automatique, sans sortir du cadre de ladite invention, qui est défini dans les revendications annexées. REVENDICATIONS 1. Aérostat stabilisé et piloté par hélices, caractérisé par le fait que lesdites hélices sont du type rotor inclinable d'hélicoptère associées à un organe de contrtle du pas cyclique et/ou du pas général donnant naissance aux forces de manoeuvre nécessaires, constitué par au moins un actionneur de pales relié à la sortie d'un calculateur d'ordres, asservi, à travers des intégrateurs, à des détecteurs et des pilotes délivrant des signaux d'écart de cap, d'écart d'altitude et d'écart de posItion angulaire. 2. Aérostat stabilisé et piloté selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le calculateur d'ordres reçoit des signaux proportionnels à 11 écart x - x constaté entre un o détecteur de cap en x et un détecteur pilote (xo), à l'écart y - y0 constaté entre un détecteur de cap en y et un détecteur pilote (yO), à l'écart z - z0 constaté entre un altimètre et un altimètre pilote, à l'écart 4 > - constaté entre un gyromètre et un gyromètre pilote, les signaux de contrôle d'assiette étant par ailleurs fournis en permanence par une centrale d'horizon- tale. 3. Aérostat stabilisé et piloté selon la revendication 2, caractérisé par le fait que la commande du pas cyclique et/ou du pas général est assurée par des vérins de servocommande alimentés à partir des actionneurs de pales. 4. Aérostat stabilisé et piloté selon l'une quelcon que des revendicatIons 1 à 3, caractérisé par le fait que les rotors Inclinables sont disposés par paires de part et d'autre du plan de symétrie longitudinal et du plan de symétrie transversal de l'aérostat et que leur plan normal de rotation est sensiblement parallèle audit plan transversal. 5. Aérostat stabilisé et piloté selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé par le fait que les rotors inclinables sont disposés deux à deux res sensiblement dans le plan de symétrie longitudinal et/dans le plan de eymé- trie transversal de l'aérostat et que les rotors disposés dans le plan longitudinal ont leur plan normal de rotation sensiblement vertical, tandis que les rotors disposés dans le plan transversal ont leur plan normal de rotation sensiblement ho rizontal. 6. Aérostat stabilisé et piloté selon l'une quelconque des revendications 4 ou 5, caractérisé par le fait que l'en- ceinte aérostatique est liée à une structure supportant les rotors inclinables ainsi qutun dispositif de treuillage de charge.