La présente invention concerne un aéronef couramment dénommé "convertible" ou "avion à décollage vertical". Elle intéresse une catégorie d'appareils dans lesquels le vol vertical est obtenu par une voilure tournante semblable à celle des hélicoptères, subissant un escamotage pour le vol en configuration avion. Les études et réalisations d'appareils convertibles connues à ce jour portent: a) soit sur des rotors incorporés dans l'épaisseur des ailes, Leur rendement est médiocre par rapport à celui de l'hélicoptère en raison de leur faible diamètre. b) soit sur des rotors ou hélices assurant le vol vertical et le vol en translation par basculement à 90" environ, les ailes basculant ou non solidairement. Ils ne peuvent atteindre, et de loin, les vitesses de translation permises par la propulsion par réaction. c) soit sur l'emploi de réacteurs verticaux assurant directement le vol vertical. Cette technique exige la mise en oeuvre d'une puissance exorbitante, entrainant poids, consommation, risque ei'érosion ou même d'incendie d'une aire non spécialement préparée, niveau de bruit prohibitif surtout à proximité de zones urbaines. De plus, en cas de panne ou d'incident grave, l'appareil ne peut se poser comme l'hélicoptère en autorotation dans un quelconque petit terrain tout proche. Ces trois catégories d'appareils sont, de plus, bien loin de posséder les qualités pratiques opérationnelles et de maniabilité des hélicoptères. Dans le présent concept les tares précitées sont éliminées. D'une part, le vol en translation à hautes vitesses, non comparables à celles de la propulsion par hélices, est obtenu par le rejet du flux gazeux des réacteurs vers l'arrière comme pour tout avion dit l,à réaction". D'autre part le vol vertical ou à faible vitesse est opéré par rotor(s) à grande surface balayée comparable à celle des hélicoptères, donc de faible charge et haut rendement De ce fait, la puissance absorbée pour ce vol peut alors- se trouver notablement inférieure à celle "installée", c'est-à-dire à celle prévue pour le vol en configuration avion à vitesse maximum ou même à vitesse de croisière. Dans ces conditions, la phase décollage peut être opérée verticalement, donc en l'absence de toute piste et même de toute aire "mouchoir de poche'l préalablement préparée, mais aussi, éventuellement, à puissance réduite, d'où un abaissement du niveau de bruit, le tout permettant alors décollages et approches à proximité de zones urbaines. Enfin, l'appareil conserve toutes les qualités de vol et de maniabilité qui sont l'apanage de l'hélicoptère. Pour une meilleure compréhension de la présente conception, il est utile de préciser ici que trois sortes dlentrainement d'une voilure tournante sont possibles 1) prise de mouvement sur des moteurs d'hélices 2) moteur d'axe vertical, indépendant du système de propulsion 3) emprunt d'air éjecté par réacteur de propulsion Le n" 1, signalé ici pour mémoire, n'offre plus actuellement qu'un intérêt très relatif, étant donné surtout la limite de vitesse pratique des avions à hélices. Le n" 2 se justifie surtout pour de très gros appareils à turbo-réacteurs arrière. Le n" 3 se justifie en particulier pour des avions moyens à réacteurs centraux, Le présent brevet est principalement relatif au n" 3. I1 complète les brevets nO 1 555 880 du 22.12.1967 et 1 603 554 du 18.12.1968. Pour parvenir à ces résultats, l'auteur en est venu aux dispositions ci-après 1) Déviation à volonté de tout ou partie du flux moteur dans une voilure tournante à axe sensiblement vertical, flux dont l'éjection, convenablement orientée engendre un couple, assurant ainsi sa rotation, et aussi son freinage par inversion du couple. Cette opération étant ici rendue possible à la volonté du pilote par manoeuvre de vannes, volets ou persiennes commandés, l'appareil est tour à tour un hélicoptère avec toutes les qualités que cette formule d'aéronef lui confère, et un avion de très grande vitesse, cela donc au cours d'un même vol. Dans le cadre de l'invention il est loisible de prévoir également la possibilité de rejeter vers le bas la partie du flux non utilisée à mouvoir la voilure tournante, ajoutant ainsi une poussée verticale supplémentaire. 2) Escamotage des pales de la voilure tournante. En effet, -l'existence d'une voilure tournante déployée présentant, à partir d'une certaine vitesse de translation, de gros inconvénients (la vitesse de rotation en bout de pales s'ajoutant aérodynamiquement à celle de la translation au point d'approcher ou même de dépasser Mach 1), l'escamotage des pales et leur résurgence en cours de vol sont spécialement prévus. Le mode d'escamotage préconisé est celui opéré par rétraction à l'intérieur d'un corps creux caréné, de préférence circulaire, solidaire du mouvement de rotation, ce corps constituant un élément important de la surface alaire en configuration avion, Les pales peuvent être en nombre quelconque et leur escamotage partiel ou total. La surface du cercle balayé est susceptible d'atteindre plus de dix fois celle de l'aile circulaire. Au régime normal de rotation, la force centrifuge développée par les pales est considérable. Il est donc prévu, pendant les périodes de sortie et de rentrée des pales, un abaissement très prononcé de ce régime, Cette fonction est de préférence confiée à un automatisme (non représenté ici) agissant sur l'ouverture des vannes qui- contrôlent le volume du flux éjecté par la voilure tournante, de telle sorte qu'il maintienne la rotation à ce faible régime, prédéterminé, compatible avec les efforts supportables pour les pièces intéressées ; ce régime bas est maintenu pendant toute la durée des périodes de transition, la voilure fixe supportant alors la majeure partie du poids de l'appareil. Les modes de rétraction des pales décrits dans les brevets n" 1 555 880 et 1 603 554 peuvent être utilisés, 3) Minimisation des organes mécaniques.On sait que les organes mécaniques courants des hélicoptères sont dans l'ensemble complexes de maintenance élevée, de fonctionnement souvent délicat, cause d'ennuis, et surtout venant grever notablement le devis de poids ; tels sont en tout premier lieu la transmission de l'entrainement de la voilure tournante avec son réducteur de vitesse de très fort rapport, son embrayage, son dispositif de freinage, le rotor de queue avec sa transmission et sa commande de pas (ce dernier absorbant aussi en permanence une certaine puissance, de l'ordre de 6 % à 12% environ) Ici, la partie purement mécanique se limite quasiment au dispositif d'escamotage des pales, à leurs roulements de variation de pas et aux roulements draxe du rotor, Encore cette mécanique ne doit-elle servir ici, non pas pendant toute la durée, du vol comme c'est le cas pour l'hélicoptère, mas seulement pendant le vol en configuration hélicoptère, ne constituant en principe qu'une fraction très petite du temps total de vol. Par ailleurs, le train d'atterrissage, d'ordinaire rentrant, des avions à réacteurs, nécessairement buidet complexe en raison des fortes vitesses d'impact, peut être ici remplacé par de simples patins Dans le cadre de l'invention, les figures 1 à 9 illustrent, à des échelles différentes, un exemple de réalisation. La figure 1 montre, de profil, l'ensemble d'un aéronef convertible, à deux réacteurs, comportant ces dispositions ; il y est représenté en vol giravion pales sorties, flux éjecté à la périphérie de l'aile. La figure 2 est une vue de face ; il y est représenté en vol avion. Sur ces figures l'on voit en 1 le fuselage, en 2 les réacteurs, en 3 le rejet normal du flux vers l'arrière pour le vol "avion". En 4 se trouve une cheminée conduisant le flux, pour le vol giravion, dans une aile circulaire 5 qui sert de support aux pales 6, dans laquelle elles peuvent être totalement ou en gras de partie escamotées pour le vol avion. A la périphérie de cette aile débouchent les orifices 15 de sortie du flux pour le vol giravion, En 7 est représentée une petite aile basse auxiliaire, liée au fuselage, et munie en principe de larges ailerons destinés à assurer la stabilité latérale en vol avion et pendant les périodes de transition de mode de vol.En 8 on voit un corps creux surplombant le fuselage, lui-même surmonté d'un tube 9, le tout servant au passage de commandes, circuits électriques, canalisations d'huile, etc. et contenant divers autres organes. En 10 sont indiqués les roulements de la voilure tournante. La partie postérieure du fuselage ainsi que les gouvernes ne sont pas représentés, non plus que le train d'atterrissage, à roues ou à patins. L'appareil n'est pas pourvu de rotor de queue, puisque l'entrainement en rotation de la voilure tournante n'engendre aucun couple lié au corps de l'appareil. La partie centrale est conçue de telle sorte que le pilote (ou les automatismes le suppléant) puisse faire passer le flux des réacteurs, soit vers l'arrière pour la propulsion avion, soit dans la cheminée 4 pour l'entrainement du rotor, ceci au moyen de vannes devant être tour à tour ouvertes ou fermées. Différents dispositifs peuvent être employés pour parvenir à ce but. Les figures 3 et 4 en sont une illustration. Ici, les sorties des réacteurs 2 étant raccordées à des déviations débouchant dans la cheminée 4, une porte de vanne (11) vient, pour chacune d'elles, soit ouvrir la déviation pour le vol giravion et obstruer le rejet direct (position lla) soit inversement obstruer la déviation et laisser libre accès au rejet direct pour le vol avion (position llb). En période de transition, une position intermédiaire sera éventuellement utilisée.La manoeuvre de ces vannes est confiée en principe à des vérins, tels que 12. D'ailleurs, tout autre mode de fermeture des conduits précités peut être employé à la place de portes de vannes (persiennes, diaphragmes, etc) sans sortir du cadre de l'invention. I1 est prévu également une prise de gaz dans le circuit, dessiné en 13, gaz destinés à être rejetés par la partie arrière de l'appareil, soit à droite, soit à gauche, pour assurer la stabilité de route aux faibles vitesses de translation. Dans les figures 5, 6 et 7, il est montré un agencement possible pour un convertible qui comporterait trois pales et trois orifices périphériques d'éjection. Sur les figures 5 et 7, la figure 5 étant une coupe OA de la figure 7, on voit (flèches) l'écoulement du flux depuis la cheminée jusqu'à son éjection. Le contrôle des ouvertures de sortie est en principe confié à un automatisme électro-hydraulique agissant sur des vérins, qui agissent eux-mêmes sur des volets assurant ouvertures et fermetures.Sans entrer dans les détails d'une réalisation on voit ici à titre d'exemple l'une des solutions schématisée pouvant convenir : l'extrémité d'un des conduits 15 est sortie (25) ; elle comporte deux ouvertures opposées sur les faces 16 et 17 de sections convenables ; par un jeu de volets il sera fait en sorte que le flux s'échappe, soit par la face 17, d'où entrainement de la voilure tournante, soit par la face 16,- d'où freinage de sa rotation. Les figures 8 et 9 montrent respectivement en élévation et en plan, à une plus grande échelle et d'une façon un peu plus détaillée, l'une parmi différentes formes de réalisation. Dans ces figures, la partie sortante 15 de chaque conduit est mue en sortie par un ou plusieurs vérins, un seul étant représenté ici en 26, fixé à elle par des entretoises 27. La tige 28 de son piston 29 aboutit à un point fixe 30. Ainsi, selon que le liquide hydraulique sous pression arrivera, soit en 31, soit en 32 le vérin se déplacera soit vers l'ex- térieur, soit vers l'intérieur, et la partie sortante du conduit sera, ou sortie ou rentrée; les figures 8 et 9 la montrent sortie. Un autre vérin 33, solidaire du conduit sortant ou du vérin 26, agira à son tour, à volonté, sur un levier 34 manoeuvrant une vanne 35, permettant ainsi la sortie du flux, soit sur la face 16, soit sur la face 17 comme il a été dit plus haut. Les mêmes effets pourraient être produits par d'autres systèmes de vannes, persiennes, etc sur les faces 16 et 17. Une action tendant aux mêmes buts pourrait, être également produite par des échappements situés sur l'extrados ou l'intrados de l'aile circulaire, mais le dispositif exposé ci-dess',s permet au besoin de modifier le rayon de giration des ouvertures en sortant plus ou moins les conduits 15. Lorsque l'appareil vole en configuration avion ces conduits sont à nouveau rétractés dans l'aiLe, Dans les figures G et 7, la figure 6 étant une coupe OB de la figure 7, il a été représenté une pale 6 rétractée au maximum suivant un rayon de l'aile. Au moment de sa sortie, elle peut coulisser dans un éventuel fourreau 18, solidaire de l'aile ; en 19 est le pied de pale avec ses roulements et butées en 20 est une liaison entre la pale proprement dite et son pied, liaison de préférence élastique afin de permettre un certain degré de battement. Lorsque la pale est sortie au maximum, le pied 19 vient en l9a et la liaison 20 en 20a. L'on voit d'après les figures que selon la longueur des fourreaux d'une part (qui peuvent d'ailleurs être inexistants), et la longueur des pales d'autre part, le rapport entre le rayon du cercle balayé par la voilure tournante déployée et celui de l'aile ronde peut se trouver compris entre environ deux et plus de trois ; dans ce dernier cas l'aire balayée atteindrait dix fois environ celle de l'aile ronde ; pour fixer les idées, disons que pour une aile portant par exemple 300 k/m2 à pleine charge, le rotor porterait 30 k/m21 charges tout à fait dans les normes à la fois pour un avion de forte vitesse et pour un hélicoptère. Cette faculté de variation du rapport des aires laisse donc place à la possibilité de versions assez différentes pour un même corps d'appareil suivant l'utilisation. La rétraction et la résurgence des pales peuvent être confiées à différentes sortes de mécanismes. Sur les figures 6 et 7 on a représenté très succinctement l'un d'eux, consistant en une tige filetée 21 tournant dans un écrou 22 fixé dans le pied de pale, cette tige étant mue en rotation par un moteur 23 par l'intermédiaire de pignons 24. Un ensemble d'automatismes électro-hydrauliques, qui ne peut être décrit ici dans le cadre général de l'invention, a été étudié en vue de commander toutes les manoeuvres en temps opportun, en particulier pendant les périodes de transition (rétraction et sortie des pales, entrainement et freinage de la voilure tournante etc.) sans, pour ainsi dire, autre intervention de la part du pilote que l"'affichage" de la configuration de vol désirée. Cette conception d'emploi de réacteurs aussi bien au vol vertical qu'à la translation confère à l'invention une universalité d'applications A - Pour tous les usages, fonctions ou missions d'ordres militaire ou civil, d'ordinaire dévolus aux giravions (en particulier aux hélicoptères) en raison de leurs facultés de manoeuvre et de leurs décollages et atterrissages ponctuels, mais où leur faible vitesse relative constitue par ailleurs un sérieux handicap. B - Pour tous les usages, fonctions ou missions d'ordres militaire- ou civil; d'ordinaire confiés à des avions mus par réacteurs en raison de leur vitesse, mais pour lesquels la nécessité de longues pistes ou de dispositifs spéciaux d'apontement en limite l'emploi et la desserte à quelques grands aérodromes et à quelques porte-avions. Citons en particulier pour ces emplois a) transports civils de moyennes ou courtes distances entre villes. pour lesquels l'hélicoptère est trop lent, et qui par ailleurs ne possèdent que des pistes insuffisantes pour les avions à grande vitesse, par exemple pour la liaison Paris-Bruxelles (héliports de Balard et de l'Allée-Verte). b) missions militaires (observation par exemple) pour lesquelles l'hélicoptère serait idéal si, par sa lenteur, il n'y mettait trop de temps, et surtout parce que cette lenteur le rend extrêmement vulnérable à I'ennemi. Concernant la Marine Nationale, un tel convertible serait capable, à la fois des missions confiées aux hélicoptères et de celles confiées aux avions dits "à réaction", et pourrait de surplus aponter sur n'importe quellepetite unité au lieu des très rares porte-avions, d'où gros avantage au double point de vue tactique et stratégique. c) autres usages : service de la Protection Civile, Electricité et Gaz de France, etc. Par ailleurs, l'emploi d'un tel appareil s'avérerait bénéfique à deux points de vues 1) sur le plan financier, par une importante simplification des installations aéroportuaires et de leur entretien : pistes, approches, balisage, etc. 2) sur le plan de la sécurité : un appareil "en difficulté" aurait la ressource de pouvoir se poser verticalement ou en autorotation sur le moindre terrain tout proche, et cela quasi-immédiatement Rappelons que beaucoup dlacci- dents graves n'ont pu être évités en raison de l'impérieuse nécessité de la vitesse, soit en cours de vol, soit au décollage ou à l'atterrissage. Sur ces bases, une étude assez poussée d'un convertible de poids total en charge de l'ordre de 10/11 tonnes a été faite, comportant : aérodynamique (vol avion - vol hélicoptère), technologie et aides au pilotage par automatismes, notamment pour les transitions de vol. REV ENDICA TION S 1) Ensemble (Le dispositifs propres A convertir un giravion en avion propulsé par réacteur(s) caractérisé tout cilaborci par le fait que le rotor comporte une partie centrale constituée par uue aile pleine de forme circulaire (ou sensiblement) en laquelle des pales peuvent, tour 9 tour, être escamotées totalement ou partiellement, et resurgir, a'une façon progressive, tout ceci étant possible en cours cie vol. 2) Dispositif selon la revendication 1 pt rmettant, par ouverture et fermetures contrôlées de vannes, soit le rejet du flux issu des réacteurs (ou a'une partie te ce flux), directement ver l'arrière ou vers le bas, soit son amenée dans l'aile circulaire rotative par une cheminée centrale et son éjection par des orifices situés vers la périphérie de cette aile. 3) Dispositif selon la revendication 1 permettant de diminuer très fortement le régime de rotation de la voilure tournante, mais sans toutefois K stopper obligatoirement. Ceci permet: a) de minimiser la force centrifuge développée par 1es pales tt les forces qui en découlent, d'où une rétraction facile, par exemple par simples vis et écrous. b) de leur conserver cependant une certaine rigidité satin de leur interdire, au cours des transitions, tous battements intempestifs non contrôlables. 4) Résultant de la revendication la l'aire balayée par les pales peut atteindre et même dépasser dix fois celle cie l'aile pleine centrale. Il est rendu possible, sur un meme appareil, de faire varier ce rapport par l'adjonction de fourreaux de plus ou moins grande longueur. 5) En conséquence ae la revendication 1, ce convertible se trouve sustenté, dans les deux configurations de vol ainsi que pendant les transition, par un disque porteur (aile pleine - aire balayée) allant s'amenuisant ou s'a- grandissant progressivement, sans aucune apparition ae cassures de portance ni de contrôle. 6) Dispositif selon la revenaication 2, permettant 9 volonté l'orientation des orifices précités, non seulement pour réaliser l'entraînement de la voilure tournante, mais aussi pour en provoquer le freinage. Dans un cas comme dans l'autre, aucun couple n'eat à combattre par rotor de queue. 7) Un ensemble d'automatismes (non représentés) peut, suivant les revendications 1, 2, 3 et 6, résoudre sans autre intervention du pilote que la seule manoeuvre d'un levier d'affichage ue la configuration ae vol désirée, tous les problèmes posés par les transitions éjection arrière ou périphérie que au flux, sortie et rentre des pales, entrainement au rotor à régime plein ou à régime réduit préciéterminé, son freinage, son stoppage, etc. le tout aux moments opportuns.