Un concept innovant d'aéronef convertible a été imaginé pour des applications de drone tactique. La sustentation en mode hélicoptère est assurée par un rotor situé dans le nez de l'appareil et entraîné en rotation par des hélices montées sur ses pales. Le rotor s'arrête en vol pour faire office de plan canard et ses hélices propulsent l'appareil en mode avion. Une aile fixe est ajoutée dans la queue de l'appareil, dans le flux du rotor, pour soulager la charge de ce dernier quand il est arrêté. Ainsi, le design des hélices n'est plus surdimensionné pour sustenter l'appareil en mode hélicoptère, la dimension du rotor n'est plus limitée par le fonctionnement en mode avion et la majorité des systèmes est utilisée dans les deux modes, ce qui réduit la puissance nécessaire, le poids et la trainée aérodynamique. La faisabilité de ce concept a été démontrée au cours de ces travaux de thèse. Cette dernière comprend l'analyse du comportement du système rotor, l'étude des interactions entre les appendices aérodynamiques en vol stationnaire et le contrôle au cours de la transition entre vol stationnaire et vol horizontal. Les gains en performance de ce concept par rapport aux drones tactiques existants, en termes d'autonomie et de masse de charge utile embarquée, ont été évalués dans le cadre d'une étude de conception amont. Par ailleurs, le principe de rotor propulsé par hélice a été repris et exploité dans un nouveau concept breveté qui pallie les défauts inhérents aux drones multirotors. Ces derniers se révèlent, en effet, intrinsèquement peu fiables en raison de la complémentarité de leurs différents systèmes propulsifs. / An innovative concept of convertible aircraft, conceived primarily for tactical UAV applications, is proposed as part of this thesis. The lift in helicopter mode is provided by a rotor located in the nose of the aircraft and driven in rotation by propellers mounted on its blades. The rotor stops in flight to act as a canard and its propellers propel the whole aircraft into airplane mode. A fixed wing is added to the tail, in the rotor flow, to alleviate the latter’s load when it is stopped. This removes the previous need for oversized propellers necessary to sustain the aircraft in helicopter mode. The size of the rotor is also no longer limited by airplane operations and almost all the UAV’s systems are used in both modes. This has the great advantage of reducing the required power, the weight and the aerodynamic drag. The feasibility of this concept has been demonstrated throughout the thesis work which includes rotor system behaviour analysis, the study of interactions between the different hovering aerodynamic systems and the design of the control during the transition between hover and horizontal flights.The performance gains of this concept over existing tactical drones, in terms of autonomy and on-board payload mass, were evaluated as part of conceptual design study. A model has been produced in order to demonstrate the feasibility of the concept’s production. The propeller-driven rotor principle, developed in this thesis, was carried over and implemented in a new patented concept which overcomes the inherent defects of multi-rotor drones.