L'invention a pour objet un avion convertible, c'est-à-dire un avion qui peut prendre plusieurs configurations de vol,- à savoir, habituellement, une configuration qui correspond au déplacement horizontal de l'avion et une autre configuration quicorrespond à un déplacement vertical pour le décollage ou pour l'atterrissage,et aussi pour la sustentation avec un déplacement horizontal faible ou nul. On a proposé un avion convertible qui comprend, à chaque extrémité d'une aile haute fixée sur un fuselage, un groupe propulseur à hélice à orientation variable de manière à modifier sa ligne d'action aérodynamique. Mais le changement d'orientation d'un groupe propulseur est nécessairement lent car la masse orientée est grande. En outre, l'effet gyroscopique fait naître des contraintes importantes dans la structure. Par ailleurs, en condition de sustentation ou de déplacement vertical, la présence de l'aile sous-jacente aux hélices perturbe l'effet de sustentation que celles-ci sont destinees à assurer. L'avion convertible selon l'invention élimine ces difficultés et supprime ces inconvénients. I1 est caractérisé par le fait qu'il est muni de propulseurs fixes comprenant chacun deux rotors a pales engrénantes supportés par des paliers rapprochés solidaires d'un carter unique et dont les axes de rotation sont sensiblement concourants, transversaux l'un à l'autre, le pas des pales- de. chacun des rotors pouvant varier indépendamment du pas des pales de l'antre rotor, en sorte que la modification du pas des pales des rotors permet de faire varier l'intensité de l'action aérodynamique -du propulseur et son orientation dans un plan de référence sensiblement vertical, parallèle aux deux axes de rotation et à l'axe longitudinal de l'avion. Selon une disposition de l'invention, pour au moins l'un des rotors le pas des pales peut entre inversé. Selon une autre disposition, les pales sont munies d'un dispositif devariation cyclique du pas. Selon une autre disposition, les pales sont vrillées et comportent des moyens pour adapter le vrillage,par variation de leur géométrie, aux diverses valeurs du pas. Une disposition avantageuse de l'invention consiste à orienter la bissectrice de l'angle formé par les deux axes de rotation des rotors dans le plan de référence selon une direction sensiblement parallèle à l'axe longitudinal de l'avion. L'invention permet de supprimer les manoeuvres longues et délicates imposées pour le basculement des propulseurs des convertibles connus et rend possible le changement rapide de configuration de vol. L'avion convertible selon l'invention est réalisable sous des formes extrêmement variées. Dans la description qui suit, faite à titre d'exemple, on se réfère aux dessins schématiques annexés dans lesquels : la figure I est une vue très schématique d'un appareil propulseur; la figure 2 est un diagramme; la figure 3 est une vue analogue à la figure I; la figure 4 est une vue en élévation latérale d'un avion convertible la figure 5 en est une vue correspondante en plan; la figure 6 en est une vue par l'avant; la figure 7 est un diagramme; la figure 8 est un autre diagramme; la figure 9 est une vue en élévation latérale d'un avion convertible, pour une autre réalisation; la figure 10 en est une vue en plan correspondante; la figure 11 en est une vue par llavant; la figure 12 est une vue en plan d'un avion convertible, pour une autre réalisation;; la figure 13 est une vue correspondante en élévation par Clavant; la figure 14 est une vue en élévation latérale d'un avion convertible pour encore une autre forme de réalisation; la figure 15 est une vue correspondante en plan; la figure 16 en est une vue par l'avant; la figure 17 est une vue analogue à la figure 15 mais pour une autre réalisation; la figure 18 est une vue par l'avant de la réalisation montrée sur la figure 17; la figure 19 est une vue en élévation latérale d'un autre avion convertible; la figure 20 est une vue correspondante en plan; la figure 21 en est une vue par l'avant; la figure 22 est une vue en élévation d'encore une autre réalisation d'un avion convertible; la figure 23 en est une vue en plan; la figure 24 en est une vue par l'avant;; la figure 25 est une vue partielle d'un avion convertible, par 11 avant, avec un appareil propulseur disposé de manière différente; la figure 26 est une vue d'une partie d'un avion convertible comme selon la figure 22; la figure 27 est une vue analogue à la figure 26 mais pour une autre attitude; la figure 28 est une vue en élévation latérale d'un avion convertible pour une autre forme de réalisation; la figure 29 est une vue correspondante en plan; la figure 30 est une vue correspondante par l'avant; la figure 31 est une vue en coupe transversale d'une aile faisant partie d'un avion convertible selon les figures 28 à 30; la figure 32 est une vue analogue à la figure 31 mais pour une autre condition; la figure 33 est une vue analogue aux figures 31 et 32, mais pour encore une autre condition;; la figure 34 est une vue schématique en élévation latérale d'un avion convertible pour encore une autre forme de réalisation; la figure 35 est une vue analogue à la figure 34 mais pour un ajustement différent des pales des rotors du propulseur équipant l'avion convertible; la figure 36 est une vue analogue aux figures 34 et 35 mais pour encore une autre condition des pales; la figure 37 est une vue par l'avant d'un avion convertible selon la figure 34; la figure 38 est une vue analogue à la figure 37, mais les propulseurs étant dans une disposition-différente; la figure 39 est une vue en plan de llavion convertible montré sur les figures 34 à 38. Un groupe propulseur P (figure 1) 'comprend un premier rotor R1, à pales 3 et 4, diamétralement opposées, tournant autour d'un axe Ox et un second rotor R2 comprenant des pales 6 et 7, diamétralement opposées, tournant autour d'un axe Oy, transversal à l'axe Ox et qui, dans l'exemple, est perpendiculaire à ce dernier. Les rotors R1 et R2 sont identiques; ils tournent à la même vitesse et dans des sens montrés par les flèches fl et f2 pour lesquels les pales ne risguent pas de se rencontrer, les rotors étant ainsi à pales engrénantes. On a schématisé par la circonférence cl la trajectoire des extrémités des pales du rotor R1 et par la circonférence c2 la trajectoire des extrémités des pales du rotor - R2. Lorsque le pas des pales du rotor R1 est maximal et que l'axe Ox est horizontal, la force propulsive développée par le rotor R1 est une force horizontale F1 (fig. 2) et lorsque le pas des pales du rotor R2 est maximal la force développée par le rotor R2 est représente par le vecteur F2 perpendiculaire au vecteur F1 de -longueur égale à ce dernier.Dans cette condition, la force qu'exerce le propulseur P, constitué par les rotors R1 et R2, est représentée par le vecteur r, résultante des vecteurs F1 et F2 inclinée à 45 tant par rapport au vecteur F1 que par rapport au vecteur F2 et dont la longueur est 9i fois plus grande que celle desdits vecteurs Si, par contre, le pas des pales du rotor R1 restant maximal, le pas des pales du rotor R2 est amené à la valeur nulle, l'action d'ensemble du propulseur sur l'avion est représentée par le vecteur F1, le vecteur F2 ayant alors la valeur nulle. Dans la condition, peut-on dire,opposée, c'est-à-dire celle dans laquelle le pas des pales du rotor R1 est nul tandis que le pas des pales du rotor R2 reste maximal, l'action d'ensemble du propulseur sur l'avion est représentée par le vecteur F2 vertical. L'inversion du pas des pales du rotor R1 a pour conséquence que ledit rotor exerce sur l'avion une action dans un sens opposé à celui du vecteur F1, et pour un pas maximal l'action est représentée par le vecteur -F1. I1 en est de même pour une inversion du sens du pas des pales du rotor R2 dont l'action maximale est, pour ce pas inversé, repré- sentée par le vecteur -F2 égal au vecteur F2 mais opposé à celui-ci. Pour des réglages de pas du rotor R1 ou du rotor R2 à des valeurs comprises entre les valeurs maximales et la valeur nulle, et cela dans un sens et dans l'autre, le propulseur P exerce sur 1' avion une action représentable par un vecteur ayant pour origine le point O et dont l'extrémité est un point quelconque du carré de centre O dont les côtés sont parallèles aux axes Ox et Oy et dont la longueur est le double de celle du vecteur F1 ou F2. Dans la disposition montrée sur la figure 3, l'axe Ox de rotation du rotor R1 est incliné a 450 vers le bas par rapport au plan horizontal passant par O et l'axe Oy est resté perpendiculaire à l'axe Ox. Pour des pas égaux et de même sens des pales des rotors R1 et R2, l'action aérodynamique du propulseur P est horizontale; On se réfère maintenant aux figures 4 à 6. La structure de l'avion comprend deux poutres carénées 101, 102, situées le long du plan longitudinal moyen 103 de l'avion et en dessous desquelles est le fuselage 104. Dans ces poutres sont logés des arbres longitudinaux, respectivement 105 et 106, entraînés à partir d'uR moteur 107 avec interposition d'un réducteur 108 et d'une roue libre 109. L'aile haute 111 de l'avion est à mi-distance des extrémités 112 et 113 des poutres 101 et 102. Les arbres 105 et 106 entrainent, par l'intermédiaire d'engrenages logés dans des têtes 114 et 115, respectivement un premier propulseur P, a et un second propulseur Pb comme décrits ci-dessus en référence aux figures 1 et 3.Le propulseur Pa comprend un premier rotor R1 à deux pales opposées p1 et P'1 et un second rotor R2 à deux pales opposées p2 et P'2. Le rotor R1 tourne autour d'un axe Olx et le rotor R2 tourne autour a 2un axe O2y. Les points Ol et 2 sont proches l'un de l'autre et l'axe O2y est perpendiculaire à l'axe Olx. Lesdits axes sont inclinés à 450 de part et d'autre de la ligne 121 constituant 11 axe commun aux arbres 105 et 106. La constitution et la disposition du propulseur Pb sont identiques à celles du propulseur P ; il comprend un premier rotor Rlb et un second rotor R2b qui tournent dans des plans à 450 par rapport à l'axe 121. On a montré sur la figure 7 les resultantes Fa et Fb des forces aérodynamiques développées par les propulseurs respective ment P, a et Pb lorsque les pas des pales des rotors R1 et R2 sont égaux entre eux. Cette condition est la condition de propulsion horizontale. Le diagramme montré sur la figure 8 est celui qui correspond a un déplacement purement vertical de l'avion ou à une phase de sustentation. Alors que le pas des pales des rotors R2a et est conservé, le pas des pales des rotors Rla et Rlb a été inversé par rapport à la condition précédente. Les résultantes sont verticales. Le passage d'une condition à l'autre condition s'est fait sans déplacement d'ensemble des rotors, mais simplement par une variation du pas de leurs pales. Dans cette dernière condition, de vol vertical ou de sustentation stationnaire, on crée un moment de tangage en faisant varier le pas des pales d'un propulseur a par rapport à celui des pales de l'autre propulseur Pb ou inversement. Avec l'inversion du pas des pales est avantageusement- combinée une modification du vrillage en vue de conserver à la pale un bon rendement aérodynamique. Pour conserver au rotor un bon rendement aérodynamique, on prévoit des rotors à pales à géométrie variable, ajustables en fonction du pas et également du signe de ce dernier. L'invention prévoit une forme de réalisation suivant laquelle le plan des axes de rotation des rotors, au lieu autre confondu avec le plan de symétrie longitudinal de l'avion, comme dans la réalisation que 1 1on vient de décrire, est incliné par rapport à ce dernier. On a schématisé sur la figure 6, par les lignes inclinées d'un angle +4 et -9 par rapport à la verticale, deux positions des plans contenant les axes de rotation des rotors. On crée ainsi des forces de dérive et un moment de lacet. L'invention prévoit également une réalisation suivant laquelle non seulement l'avion est muni de moyens pour ajuster à une valeur déterminée le pas des pales d'un rotor mais également pour faire varier d'une manière cyclique ledit pas autour de la valeur ajustée. On confère ainsi plus de souplesse à certaines évolutions de l'avion. Dans la forme de réalisation montrée sur les figures 9 à 11, les propulseurs a et Pb sont portés aux extrémités 131 et 132 d'un fuselage court 130. Ils sont entraÎnés par des arbres, respectivement 133 et 134, intérieurs au fuselage, dans le plan longitudinal moyen de symétrie de l'avion, mais décalés en hauteur. On peut ainsi créer facilement un moment de tangage. Cette disposition a également l'avantage d'augmenter la garde au sol à l'arrière de l'avion. Dans la forme de réalisation montrée sur les figures 12 et 13, les propulseurs a et Pb sont, comme dans la version suivant les figures 9 à 11, montés à l'extrémité d'un fuselage 141. Le propulseur P b est encadré par les poutres 142 et 143 porteuses de l'empennage 144 comme dans la réalisation montrée sur les figs.4 à 6. On se réfère maintenant aux figures 14 à 16. Dans cette forme de réalisation, relative à un avion canard, le plan fixe et la gouverne de pilotage en tangage sont situés à l'avant du fuselage; la dérive et la gouverne verticale sont fixées à l'arrière. Les propulseurs P a et P b sont portés aux extrémités antérieures 151 et 152 de poutres 153 et 154 présentes aux extrémités de la voilure 155. Ces poutres font saillie vers l'avant par rapport au bord antérieur 156 de la voilure. Le groupe moteur 157, logé à l'intérieur du fuselage 158, transmet le mouvement aux propul- seurs par des arbres 159 et 161 situés à l'intérieur de la voilure, des renvois d'angles 162 et 163 permettant l'entraînement des arbres 164 et-165 logés dans les poutres 153 et 154 jusqu'aux têtes 151 et 152. En vol stationnaire, le pilotage en tangage, en roulis et en lacet, est obtenu par des actions différentielles sur le pas général des rotors constitutifs des deux propulseurs. On peut prévoir un montage des propulseurs Pa et Pb avec un plan d'axes de rotation ajustable de manière continue depuis un plan vertical, respectivement 164' et 165', jusqu'à des plans obliques comme montrés en 166 et 167 angulairement distants des plans 164' et 165' par des angles Ol et 82. On peut, par variation desdits angles,obtenir un pilotage transversal en vol stationnaire. On se réfère maintenant aux figures 17 et 18, relatives à une autre réalisation. Dans cette réalisation, un premier propulseur Pa est monté à l'extrémité d'une poutre 171 faisant saillie à l'avant du bord d'attaque 172 d'une aile 173 et montée sensiblement à mi-longueur de cette dernière. Un second propulseur Pb est symétrique du propulseur Pa par rapport au plan longitudinal moyen 174. L'entraînement a lieu de la même façon que dans les réalisations précédentes, par des arbres 175 et 176 issus du groupe moteur 177 et entraînant, par 11 intermédiaire de renvois d'anglets 178 et 179, des arbres 181 et 182 logés dans les poutres 171 et 183. Un troisième propulseur Pc a deux rotors R1 et R2 est porté par un boîtier 184 monté à l'extrémité antérieure du fuselage 185 à l'avant de l'empennage canard 186. Le plan des axes x et y des rotors R1 et R2 est horizontal et lesdits axes font entre eux un angle de l'ordre de 600. Lesdits rotors sont entraînés à partir d'un arbre 187. Leurs pales sont de plus petite longueur que celles des rotors Pa, Pb. Outre son rôle dans la propulsion en régime de croisière, le propulseur Pc permet de créer facilement des composantes de pilotage transversal. L'orientation de la tête 184 est un élement de pilotage en vol stationnaire. Dans une autre disposition, le plan des axes de rotation des rotors du propulseur avant Pc est vertical. Le propulseur concourt alors à l'équilibre longitudinal en vol stationnaire. Dans les deux cas, le souffle des rotors du propulseur avant Pc sur l'empennage canard 186 contribue à l'équilibre longitudinal aussi bien en vol de croisière qu'en vol stationnaire. Dans une autre forme de réalisation, applicable à un monoplan classique, un propulseur est monté à l'extrémité arrière du fuselage et un propulseur est monté à chaque extrémité de la voilure, à l'avant du bord d'attaque de cette dernière. On se réfère maintenant aux figures 19 à 21. Dans cette réalisation, le fuselage 191 porte à l'arrière une voilure principale 192, munie de dérives ou présentant un dièdre accentué comme montré sur la figure 21. La voilure secondaire 193, plus haute que la voilure principale, est à la partie avant du fuselage. Des poutres carénées 194 et 195 sont à l'extrémité de la voilure 193 et leurs extrémités posterieures 196 et 197 portent les têtes d'entraînement de propulseurs Pa et Pb. Deux turbines 198 et 199 sont logées à l'intérieur du fuselage 191, symétriquement par rapport au plan longitudinal moyen 201. Elles entraînent, par l'intermédiaire de roues libres 202 et 203 et de renvois d'angles 204 et 205, des arbres 206 et 207 intérieurs à la voilure 193, des renvois d'angles 208 et 209 assurant l'entraînement-des arbres 211 et 212 logés dans les poutres 194 et 195. En vol stationnaire, le souffle des propulseurs Pa et Pb n'a qu'une faible influencé sur la voilure principale 192 et également sur la voilure secondaire 193. On se réfère maintenant aux figures 22 à 24. Dans cette forme de réalisation, relative à un monoplan classique, chaque demi-aile 211 et 212 porte une poutre carénée, respectivement 213 et 214, dont les extrémités~215, 216 et 217, 218 sont suffisamment éloignées des bords d'attaque 219 et de fuite 221 de l'aile pour dégager ceux-ci des rotors des propulseurs respectivement Pa, Pb, Pc, Pd dépendant de boîtiers, respectivement 219, 221 et 222, 223. L'entraînement a lieu à partir de turbines 224 et 225 logées dans le fuselage 226, par l'intermédiaire de roues libres 227 et 228, d'arbres transversaux 229 et 231 et d'arbres 232, 233 et 234, 235, logés dans les poutres carénées 213 et 214, les transmissions entre les arbres etant assurées par des renvois d'angles. Dans la forme de réalisation montrée sur la figure 24, les plans des axes des rotors des propulseurs sont parallèles au plan longitudinal moyen 231 de l'avion. Dans la variante montrée sur la figure 25, le plan 236 des axes de rotation des propulseurs Pb, Pd fait un angle e avec ledit plan longitudinal de symétrie. On crée ainsi des composantes dans le plan horizontal. Dans cette réalisation, à quatre propulseurs, les variations des pas des pales des huit rotors offrent pour le pilotage des possibilités particulièrement étendues. La figure 26 montre schematiquement un diagramme des forces développées par les propulseurs avant et arrière pour le décollage vertical ou le vol stationnaire. Les flèches blanches correspondent aux forces développées par les rotors et les flèches noires schématisent la résultante desdites forces. Les flèches maigres représentent les flux d'air et la flèche en grisé le poids. La signification des flèches sur le diagramme de la figure 27 est identique, celui-ci correspondant au décollagecourt, avec des systèmes hyper-sustentateurs de la voilure braqués. Le moment résultant est légèrement piqueur et il est compensé par l'empennage horizontal. Dans la forme de réalisation montrée sur les figures 28 à 30, non seulement les rotors R1 et R2 d'un propulseur P sont à pales engrénantes, mais en outre deux propulseurs Pa et Pc avant et arrière ont les pales de leurs rotors calées pour que les pales du propulseur Pa soient engrénantes avec les pales du propulseur Pc. I1 en est de même pour les propulseurs Pb et Pd. Les poutres 241 et 242 portant les propulseurs Pa, Pb et Pc, Pd qui sont engrénants, peuvent alors avoir une longueur faible. Elles sont placées aux extrémités de la voilure 243, ce qui est avantageux au point de vue de l'interaction entre les propulseurs et la voilure. Les figures 31 à 33 montrent la disposition de l'aile et de ses volets pour divers régimes. Dans le vol à grande vitesse (figure 31), les volets de bordd1attaque 251 et 252 réalisent la continuité du bord d'attaque. Le volet hyper-sustentateur arrière 253 n'est pas braqué. Le volet 254 peut être braqué dans un sens ou dans l'autre pour le pilotage latéral. La condition montrée sur la figure 32 est celle qui correspond à un atterrissage sans moteur, les propulseurs etant en roue libre. Le volet 252 a été rabattu contre le volet 251 par rotation autour de l'axe 255 à leur extrémite avant et il ménage avec la partie principale de l'aile 257 une fente 256 pour l'hyper-susten tation. Le volet arrière d'hyper-sustentation 253 est braqué et il en est de même du volet 254. La condition mqntrée sur la figure 33 correspond au décollage vertical ou au vol stationnaire; les volets 251 et 252 sont accolés l'un à l'autre, mais au lieu de réaliser la continuité de l'extrados, sous réserve de la fente d'hyper-sustentation avec la partie principale de l'aile, ils sont, par rotation autour de l'axe 255, dirigés transversalement à la ligne moyenne 258 de l'aile, ménageant ainsi un large intervalle 259, réduisant d'autant l'interaction des propulseurs avec la voilure. La ligne moyenne 261 de l'ensemble constitué par le volet hyper-sustentateur 253 et le volet 254 est également dirigée perpendiculairement à la ligne 258, ménageant un large intervalle 262. On se réfère maintenant aux figures 34 à 39. L'avion est du type à deux voilures en tandem 271 et 272, c'est-à-dire portées à la partie antérieure d'un fuselage 273 et à l'extrémité posté rieure de ce dernier, respectivement. Le plan avant 271 porte, à ses extrémités, deux poutres carences 274 et 275 pour deux propulseurs Pa, Pb, chacun à deux rotors engrenants. De même, le plan arriere 272 porte à ses extrémités deux poutres carénées 276 et 277 pour deux propulseurs Pc, Pd, chacun à deux rotors. Les propulseurs sont montés pour que la bissectrice des axes de leurs rotors soit dirigée suivant la direction longitudinale des poutres carénées. La figure 34 illustre par les flèches maigres la condition des pales des rotors pour le vol rapide. La flèche H1 schématise la résultante des effets aérodynamiques des propulseurs Pa et Pb et la flèche H2 schématise la résultante aérodynamique fournie par les propulseurs Pc et Pd. Les flèches Ral et Ra2 schématisent la portance due aux plans 271 et 272. La figure 35 correspond au vol lent': les rotors R2 des propulseurs ont des pales à pas nul. Le pas des pales des rotors R1 a été augmenté. L'aile est alors sensiblement dans la condition montrée sur la figure 32. La figure 36 est relative au vol stationnaire. Le pas des pales des rotors R2 a été inversé par rapport à celui de la condi tion de vol rapide de la figure 34. Les ailes sont alors dans la condition montrée sur la figure 33. Sur la figure 37, on a montré un avion dans lequel les plans 278 et 279 des axes de rotation des rotors sont parallèles au plan longitudinal moyen 281 de l'avion. Dans la condition montré sur la figure 38, les plans 278 et 279 des axes font un angle 9 par rapport à la condition précédente. REVENDICATIONS 1.- Avion convertible caractérisé en ce qu'il comporte des propulseurs fixes comprenant deux rotors engrénants dont les axes de rotation sont sensiblement concourants, transversaux l'un à l'autre1 le pas des pales de chacun des rotors pouvant varier indépendamment du pas des pales de l'autre rotor, les rotors étant disposés de manière que la résultante aérodynamique de leur action puisse varier dans un plan vertical parallèle aux deux axes et à l'axe longitudinal de l'avion. 2.- Avion convertible selon la revendication 1, caractérisé en ce que la bissectrice de l'angle formé par les deux axes de rotation des rotors est disposée selon une direction sensiblement parallèle à l'axe longitudinal de l'avion. 3.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que le pas des pales d'au moins un rotor peut être inversé de manière que la résultante aérodynamique puisse atteindre la verticale. 4.- Avion convertible selon la revendication 1, caractérisé en ce que les pales des rotors sont vrillées et comportent des moyens pour adapter le vrillage par variation de leur géométrie aux diverses valeurs du pas. 5.- Avion convertible selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour faire varier cycliquement le pas des pales d'un rotor. 6.- Avion convertible selon la revendication 1, caractérisé en ce que les rotors sont montés de manière que le plan de leurs axes de rotation est d'orientation variable. 7.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que les deux propulseurs sont montés à l'extrémité avant et à l'extrémité arrière d'un fuselage central. 8.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que les propulseurs sont montés à l'extrémité de poutres prolongeant le fuselaae vers-- l'avant et vers l'arrière. 9.-Avion convertible selon la revendication 7, caractérisé en ce que le propulseur arrière est disposé entre les poutres portant l'empennage arrière. 10.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que les propulseurs sont portés par l'aile, symétriquement par rapport au plan moyen de l'avion. 11.- Avion convertible selon la revendication 10, caractérisé en ce que les rotors des propulseurs sont portés à I'extrémité de poutres carénées. 12.- Avion convertible selon la revendication 11, caractérisé en ce que les poutres carenées sont à l'extrémité d'une aile. 13.- Avion convertible selon la revendication 11, caractérisé en ce que les poutres carénées sont à mi-longueur des demi-ailes, 14.- Avion convertible selon la revendication 11, caracterise en ce que les poutres carénées font saillie à l'avant du bord antérieur de l'aile. 15.- Avion convertible selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'il comporte un troisième propulseur à l'avant du fuselage. 16.- Avion convertible selon la revendication 15, caractérisé en ce qu'il est du type canard. 17.- Avion convertible selon la revendication 16, caractérisé en ce que les axes des rotors du propulseur avant font entre eux un angle inferieur à 900. 18.- Avion convertible selon la revendication 15, caractérisé en ce que le plan des axes des rotors du propulseur avant est horizontal. 19,avion convertibe e selon l'une quelconque des revendica- tions précédentes, caractérisé en ce que le plan des axes des rotors d'un propulseur est décalé angulairement par rapport au plan vertical longitudinal moyen de 11 avion. 20.- Avion convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en-ce que pour les propulseurs situés de part et d'autre du plan longitudinal moyen, les décalages angulaires sont égaux et de sens opposés. 21.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que, du type à voilure principale arriere et voilure auxiliaire avant, les propulseurs sont portés aux extrémités de la voilure auxiliaire,en saillie vers l'arrière par rapport à celleci. 22.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que, du type monoplan, il comporte des propulseurs portés par deux poutres carénées aux extrémités avant et arrière de celles-ci, distantes des bords antérieur et postérieur de l'aile. 23.- Avion convertible. selon la revendication 22, caractérisé en ce que les plans de rotation des rotors sont perpendiculaires entre eux. 24.- Avion convertible selon la revendication 23, caracté risé en ce que le plan bissecteur des plans de rotation est parallèle à l'axe longitudinal de l'avion. 25.- Avion convertible selon la revendication 22, caractérisé par la combinaison d'un groupe propulseur avec une aile à volet hyper- sus tentateur. 26.- Avion convertible selon la revendication 22, caractérisé en ce que les pales d'un propulseur d'une extrémité d'aile sont engrénantes avec les pales de l'autre propulseur de ladite extrémité 27.- Avion convertible selon la revendication 25, caractérisé en ce que les volets sont montés de manière à pouvoir devenir transversaux par rapport à la partie principale d'aile pour ménager avec celle-ci des intervalles de passage lors du décollage vertical. 28.- Avion convertible selon la revendication 2, caractérisé en ce que du type à aile avant et aile arrière, chacune des ailes comprend à ses extrémités un groupe propulseur porté par une poutre carénée faisant saillie à l'avant par rapport à l'aile.