les de f@@@@@ @@@ @ lt fais @@@@@@ @@@@@@ @@@@@ @t d@attarrissage vertieal @@T@L) @@@@@ mode @@@@@ @@@@@ siles @@@@@ @@@@ @e @@l de crcisière. Ce type @@@@@@@ e@@ @@@n. @@@@@ l@ @é@@@@@. i@@@@@ e@mverbi@le. Les @@ion @@@@tionles psuve@@ @@@@@@@er une pl@@alité de pales de reter @ui @@@ent d'@@@@@@@ de p@@oil@@@. @@@@@ de @el à eiles fixes et de rotors le susten@ation @@ mod@ @TOL, Les p@l@@ de rotor pouvant pivoter soit avee l'aile soit indépendamment, @@tie une positich sensiblement horizontale et une position sensiblement verticale. Du fait de leurs aptitudes opérationneller, on concoit que les avions convertibles puissent être amenée à opérer à partil d@aires restreintes et leur parcage peut poser des problèmes, lersqu'ils sont nombreux. Il pent être souhaitable par exemple de faire évoluer les avions convertibles à partir du pont d'un navire, se qui néeessite des man@@@@@@s et leur parcage dans un hangar au navire. L'avion convertible suivant l'invention comprend des portions d'ailes babord et tribord qui s'étendent de Tacen sensiblement latérale à partir d'un fuselage et portent chacune des organes de montage pour une pluralité de pales de rotor, ces organes de montage pouvant pivoter entre une position sensiblement horizontale et une position sensiblement verticale. Suivant l'invention, chaque portion d'aile est agencée de manière à pivoter dans un plan sensiblement horizontal entre une position dépleyée de fonctionnement et une position repliée, certaines au roins des pales de rotor pouvant pivoter entre une position ta fon@tionnement e--; une position repliée. Les organes de montage sur chaque portion d'aile peuvent être constitués par une nacelle ou un capotage. Le repliage des portions d'ailes etZou celui des pales de rotor peuvent être effectues par des dispositifs méeaniques, tels que des vérins hydrauliques ou pneumatiques, ou par des moteurs éleetriques coopérant avec un vérin -a vis. L'invention sera mieux comprise la lecture de la description détaillée qui suit et å l'examen des figures jointes, données dans un but non limitatif, et qui représentent un ode de réalisation de l'invention. Sur ces dessins la figure 1 est une vue en élévation latérale d'un avion convertible suivant l'invention ; la figure 2 est une vue en élévation de face de l'avion de la figure 1 la figure 3 est une vue en plan de l'avion a figure 4 est rie e de -etail, 'I plus grande échelle, illustrant m procédé de repliage de l'aile et montrant l'aile en position déployée de fonctionnement la figure 5 est une vue en coupe suivant la ligne A-A de la figure 4 la figure 6 est une vue analogue à celle de la figure 4, représentant L'aile en position repliée. Les figures 4, 5 et 6 et la description qui sty rapporte se réfèrent seulement au repliage de la portion d'aile babord ; mais bien entendu, un système analogue permettant de replier cette portion draille est incorporé a la portion d'aile tribord. Sur les figures 1 à 3, les lignes en traits mixtes représentent l'avion convertible en mode de fonctionnement VTOL et les lignes en traits continus représentent l'avion convertible avec les portions d'ailes et les pales de rotor repliées pour faciliter son parcage et sa manoeuvre dans des espaces restreints. L'avion convertible à ailes surélevées suivant l'invention comprend un fuselage 11 et des portions d'ailes babord et tribord 12 et 13 respectivement qui s'étendent latéralement à partir d'amorces d'ailes 21 (figure 3) formées sur les cotés du fuselage. Une nacelle 14 est montée près de l'extrémité de chaque portion d'aile 12 et 13. Cette nacelle abrite les organes d'entraînement de quatre pales de rotor 15. Chaque pale de rotor 15 est montée pivotante en 17 de manière à faciliter le repliage des pales dans un plan parallèle à l'axe longitudinal des nacelles 14, les portions d'ailes 12 et 13 étant montées pivotantes en 18 (figures 4 et 6) pour permettre le repliage de chaque portion d'aile dans un plan horizontal. Les pivots 18 sont montés adjacents au bord avant d'un élément d'ossature 19 de l'aile. Une portion 20 du bord d'attaque de chaque amorce d'aile 21 est agencée de manière à pouvoir pivoter vers le haut (figure 5) pour faciliter le repliage des portions d'ailes 12 et 13. Une valve séquentielle 22 qui comprend une bobine à entraînement électromagnétique est reliée par des tubulures d'alimentation et d'évacuation au système hydraulique de l'avion. La valve 22 commande par l'intermédiaire de tubulures hydrauliques deux vérins 23 et 24 respectivement et est reliée par des conducteurs électriques à des microcontacts à commande séquentielle et indicateurs. Le cylindre du vérin 23 est fixé à un support 25 qui est monté fixe sur l'élément d'ossature 19, tandis que la tige du piston du vérin 23 est articulée sur un levier de manoeuvre 26 dont une extrémité est articulée sur un support fixe 27. Une tige 28 relie l'autre extrémité du levier 26 à un support 29 fixé sur la face interne d'un élément d'ossature de la portion d'aile 12. La tige 28 est articulée dans une fente ménagée dans le support 29 par une broche 30 prévue sur l'une des extrémités d'une tige 31. L'autre extrémité de la tige 31 est reliée à une fourche 32 qui est montée pivotante sur un support 33 et coopère avec une bague de verrouillage 34 par l'intermédiaire d'un système de broche et de fente. La baque de verrouillage 34 fait partie de la portion femelle d'un mécanisme de verrouillage à enclenchement monté sur la face interne de l'élément d'ossature de la portion d'aile 12, la portion male correspondante ayant une monture élastique 35 fixée sur une face externe de l'élément d'ossature 19 de l'amorce d'aile 21. Un ergot 36 résistant aux efforts latéraux est fixé sur l'amorce d'aile 21 et coricide avec un élément complémentaire 37 monté sur la portion d'aile 12. Sur la figure 5, la portion repliable 20 du bord d'attaque de l'amorce d'aile 21 et son mécanisme de pivotement sont représentés en traits continus dans la position de fonctionnement normal de l'avion et en traits interrompus dans la position relevée vers le haut, qui facilite le repliage de la portion d'aile 12. Le cylindre du vérin 24 est articulé sur un support 38, tandis que la tige de piston est fixée à un levier 39 qui est articulé par une extrémité sur un support 40 monté dans la portion 20 qui est montée sur une charnière 41. L'autre extrémité du levier 39 est reliée par un système de broche et de fente à une bague de verrouillage 42 aui fait partie d'un mecanisme de verrouillage par enclenchement analogue à celui précédemment décrit. La bague de verrouillage 42 fait partie de la portion femelle du mécanisme et est montée dans la portion 20 afin de coopérer avec une portion mâle comportant une monture élastique 43 fixée sur la face avant de l'élément d'ossature 19. Des microcontacts 44 et 45 sont montés sur le support 38 (figure 5) et sur le support 27 (figures 4 et 6) respectivement pour fonctionner comme des microcontacts séquentiels. D'autres mieroeontacts sont incorpores aux deux mécanismes de verrouillage pour fonctionner comme des microcontacts séquen- tiels et indicateurs de position. La valve 22 et les microcontacts sont reliés électriquement à des commandes se trouvant dans la cabine de pilotage (non représentée). Lorsqu'on désire parquer 'avion convertible suivant l'Invention, on replie trois sur quatre des pales de rotor 15 de chaque ceu, tour les amener parallèlement 4 l'axe longitudinal de la nacelle 14, comme représenté plus elairement sur la figure 1. La quatrième pale de rotor de chaque åeu se trouve au-dessus des portions d'aile 12 et 13, respectivement, de sorte qu > il n'est pas nécessaire de la replier. Par une manoeuvre appropriée des commandes électriques de la cabine, la valve 22 (figures 4 et 6) est actionnée par la bobine de manière à fournir du fluide hydraulique pour amener le piston du vérin 24 en position d'extension. L'allongement initial du vérin (figure 5) fait pivoter le levier 39 dans le support 40, de sorte que l'autre extrémité du levier 39 déplace la bague de verrouillage 42 pour libérer le mécanisme de verrouillage. Le vérin 24 continuant de s'allonger, fait pivoter la portion 20 vers le haut, autour de la charnière 41,. jusqu'à la position représentée en traits interrompus sur la figure 5. Lorsque cette position est atteinte, le microcontact 44 entre en action pour déplacer la bobine dans la valve 22 afin d'interrompre l'alimentation en fluide du vérin 24 et de diriger le fluide vers le vérin 23 pour l'allonger. L'allongement initial du vérin 23 provoque le déplacement de la tige 28 qui déplace la broche 30 et par suite, la tige 31 dans la fente du support 29. Ce déplacement de la tige 31 fait pivoter la fourche 32 dans le support 33 pour déplacer la bague de verrouillage 34 et libérer le mécanisme de verrouillage. Le vérin 23 continuant à s'allonger fait pivoter la portion d'aile 12 autour du pivot 18 par l'intermédiaire du bras 26 et de la tige 28 jusqu'à la position complètement repliée représentée sur la figure 6 et en traits continus sur les figures 1 à 3. Dans cette position, le microcontact 45 est actionné pour interrompre l'alimentation en fluide du vérin 23. Des ailerons 16 (figures 1, 2 et 3) sont abaissés dans la position représentée plus clairement sur la figure 2, ce qui s'effectue au moyen des commandes normales de l'avion. Lorsqu'on désire déployer l'aile 12, par une manoeuvre appropriée des commandes de la cabine, on actionne la valve 22 pour fournir du fluide hydraulique afin de rétracter le vérin 23. L'aile 12 pivote autour du pivot 18 jusqu'à la position représentée sur la figure 4, où l'enclenchement du mécanisme de verrouillage est facilité par la monture élastique 35 de la portion male et est signalé dans la cabine sur un appareil indicateur approprié actionné par le microcontact du mécanisme de verrouillage. Le microcontact commande également la bobine de la valve 22 pour arrêter l'alimentation en fluide hydraulique du vérin 23 et la diriger vers le vérin 24 pour que celuici se rétracte en ramenant le nez 20 dans la position représentée en traits continus sur la figure 5. Les trois pales de rotor 15 de chaque jeu de quatre sont dépliées et fixées @@s leur position de fonctionnement, à la suite de quoi, l'avion convertible est prêt â fonctionner. La présente invention permet ainsi de réduire considérablement l'encombrement nors tout d'un avion convertible. Pour un avion du type représenté sur les @essions@ la largeur peut être réduite d'environ 20 m en position de fonction@ement à 5,50 m environ avec les pales et les ailes complètement repliées, ce qui représente une rédetion de l'ordre de 75%. tJne quatre caractéristique de la présente invention est que l'avion convertible est parqué avec les nacelles ou capotages 14 en position verticale. Cela signifie qu'après un atterrissage vertical, les nacelles sont en position correcte pour l'opération de pliage et qu'après dépliage, elles sont en position correcte pour un décollage vertical. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté, elle est susceptible de nombreuses autres variantes, accessibles à l'homme de l'art, suivant les applications envisagées et sans que l'on s'écarte pour cela de l'esprit de l invention. C'est ainsi que les portions d'ailes peuvent être agencées de manière à se replier vers l'arrière dans un plan horizontal autour de points de pivotement situés près de a'arrière de l'élément d'ossature d'aile. Les pales de rotor pourraient être articulées de manière a se replier dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal des nacelles de façon qu'une fois les pales repliées, au moins une partie de chaque pale se trouve audessus des ailes. Le mécanisme moteur de repliage des pales de rotor pourrait être incorporé et les commandes intégrées dans la séquence d'opérations de pliage de façon qu'une fois amorcée, la totalité de l'opération de pliage s'effectue automatiquement. Des organes de verrouillage peuvent tre prévus pour verrouiller les ailes en position repliée. En variante, on peut utiliser des organes de commande tels qu'un vérin à vis et un écrou moteur comme mécanisme moteur de pliage. L'invention pourrait s'appliquer à un avion à ailes basculantes, par opposition au système à rotors basculants décrit ici. Dans ce cas, les portions d'aile 12 et 13 doivent avoir un double mécanisme d'articulation pour permettre leur pivotement entre les positions verticale et horizontale ainsi que leur repliage contre le fuselage, l'opération de pliage étant effectuée plus commodément lorsque les ailes sont en position verticale. REVENDICATIONS 1.- Avion convertible comprenant des portions d'aile abord et tribord qui s'étendent latéralement à partir d'un fuselage et des organes de monta sur chaque portion d'aile pour mie pluralité de pales de rotor, lesdits @rganes de montage pouvant pivoter entre une position sensiblemens rorison- tale et une position sensiblement verticale, ledit avion convertible étant caractérisé en ce que chaque portion d'aile est agencée de manière d' pivoter dans un plan sensiblement horizontal entre une position déployée de ftnction- nement et une position repliée, certaines au moins des pales de rotor pouvant pivoter entre une position de fonctionnement et une position repliée. 2.- Avion suivant la revendication 1, caractérisé en ce que les organes de montage sont situés à l'extrémité de chaque portion d'aile. 3.- Avion suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que chaque organe de montage abrite un mécanisme d'entralnement des pales de rotor. 4.- Avion suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque portion d'aile est montée sur une amorce d'aile formée sur le fuselage. 5.- Avion suivant la revendication 4, caractérisé en ce que le montage des ailes comprend une charnière disposée sur la face avant d'un élément d'ossature d'aile. 6.- Avion suivant la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce qu'au moins une partie de la portion avant de chaque amorce d'aile est montée sur une charnière s'étendant perpendiculairement au fuselage sur la face supérieure de l'amorce d'aile. 7.- Avion suivant la revendication 6, caractérisé en ce que des vérins hydrauliques servent à replier la partie avant de l'amorce d'aile et la portion d'aile de chaque côté du fuselage. 8.- Avion suivant la revendication 7, caractérisé en ce que l'alimentation hydraulique des vérins est commandée par une valve séquentielle. 9.- Avion suivant la revendication 8, caractérisé en ce que la valve comprend une bobine à commande électromagnétique. 10.- Avion suivant la revendication 9, caractérisé en ce que le fonctionnement de la bobine est commandé au moins en partie par une pluralité de microcontacts. 11.- Avion suivant l'une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisé en ce que le déplacement initial de chaque vérin pendant la séquence de repliage a pour effet de libérer des mécanismes de verrouillage qui verrouillent normalement les parties avant de l'amorce d'aile et les portions d'aile repliables. 12.- Avion suivant la revendication 10 ou 11, caractérisé en ce que chaque mécanisme de verrouillage comprend au moins l'un des microcontacts. 13.- Avion suivant l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que les pales de rotor sont agencées de manière à pouvoir se replier dans un plan sensiblement parallèle aux organes de montage. 14.- Procédé de repliage des pales de rotor et des ailes d'un avion convertible comprenant au moins deux nacelles disposées chacune à l'extrémité de chaque aile et agencées de manière à supporter deux jeux de pales de rotor, lesdites nacelles pouvant pivoter entre une position sensiblement horizontale et une position sensiblement verticale, ledit procédé étant caractérisé par le fait qu'il consiste à replier les pales de rotor de manière qu'elles soient en position verticale et sensiblement parallèle aux nacelles, et à replier les ailes vers l'avant dans un plan sensiblement horizontal de façon qu'elles se trouvent placées le long de chaque côté du fuselage. 15.- Procédé suivant la revendication 14, caractérisé en ce que la réduction totale de la largeur de l'avion convertible entre sa position de fonctionnement et sa position repliée est comprise entre soixante dix et soixante quinze pour cent.