CA3017873A1 - Drone comprising at least one electric propulsion motor and one energy source like a fuel cell - Google Patents

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Abstract

This invention relates to a drone (10) comprising: .cndot. at least one electric motor (1) for propulsion of said drone (10), .cndot. at least one electric energy source (2) for supplying said at least one electric motor (1) with electrical energy, said at least one electric energy source (2) being formed by a fuel cell comprising a tank (3) for storing fuel and at least one elementary cell (4) comprising two electrodes (5) and (6) separated by an electrolyte (26), said at least one elementary cell (4) of the fuel cell being able to produce electricity electrochemically between the said two electrodes (5) and (6).

Description

Drone comportant au moins un moteur électrique de propulsion et une source d'énergie de type pile à combustible La présente invention concerne le domaine des drones à au moins un moteur électrique permettant d'entraîner en rotation au moins un rotor ou une hélice permettant au moins de réaliser la propulsion du drone, voire également sa sustentation.
De tels drones sont des aéronefs dépourvus de tout pilote ou d'équipage à bord. En outre, de tels aéronefs sont couramment désignés par l'acronyme anglais UAV désignant en langue anglaise l'expression "Unmanned Aerial Vehicle".
Selon un premier exemple, de tels drones peuvent comporter une voilure fixe formée par une aile assurant la sustentation de ce type de drones. Cette voilure fixe est alors associée à une hélice à
minima assurant la propulsion de ces drones.
Selon un deuxième exemple, de tels drones peuvent également comporter plusieurs rotors formant un ensemble de voilures tournantes et permettant de réaliser la sustentation et/ou la propulsion de ce type de drone.
Selon un troisième exemple, les drones peuvent également être de types hybrides et peuvent alors consister en une combinaison d'au moins une voilure fixe et d'au moins une voilure tournante. En outre dans ce cas, la voilure tournante peut également pivoter autour d'un axe de tangage par exemple et fonctionner alors en mode hélice de propulsion tel que par exemple dans le cas des aéronefs de type convertibles. Drone comprising at least one electric propulsion motor and a fuel cell type energy source The present invention relates to the field of drones with minus an electric motor for driving in rotation at less a rotor or propeller allowing at least to achieve the propulsion of the drone, or even its sustenance.
Such drones are aircraft without any pilot or crew on board. In addition, such aircraft are commonly designated by the acronym UAV designating in English the expression "Unmanned Aerial Vehicle".
According to a first example, such drones can comprise a fixed wing formed by a wing ensuring the levitation of this type of drones. This fixed wing is then associated with a propeller to minima ensuring the propulsion of these drones.
According to a second example, such drones can also have multiple rotors forming a set of wings rotating and making it possible to achieve lift and / or propulsion of this type of drone.
According to a third example, drones can also be hybrid types and can then consist of a combination of less a fixed wing and at least one rotary wing. In addition in this case, the rotary wing can also rotate around a pitch axis for example and then operate in helical mode of propulsion such as for example in the case of aircraft type convertible.

2 Cependant, quel que soit le type d'aéronef en général ou de drone à au moins un moteur électrique, l'autonomie lors d'une mission en vol est critique et est toujours un compromis se faisant au détriment de la charge admissible et/ou des performances de vol d'un tel drone.
En effet, plus la taille et la masse des batteries d'alimentation en énergie électrique du (ou des) moteur(s) sont importantes, plus la densité d'énergie massique exprimée en W.h/Kg (Watt Heure par Kilogramme) de ces batteries sera importante au détriment de l'autonomie de vol d'un tel drone. Par ailleurs dans ce cas, la masse apte à être transportée et donc la charge utile, ou payante par le drone sera plus faible et les performances de vol notamment en vitesse et accélération seront moins élevées.
Tels que décrits dans les documents US 2017 / 240 291, EP 2 902 319, WO 2017 / 004 777 et US 2003 / 207 164pour pallier à
cet inconvénient, il a alors été imaginé de rapporter une source d'énergie autonome formée par une pile à combustible sur un tel type de drone. La pile à combustible a en effet l'avantage de présenter un très bon rapport entre sa masse et l'autonomie en vol qu'elle procure au drone et ce, d'autant plus si la masse du drone est élevée.
De façon connue, une telle pile à combustible utilise un carburant réducteur, tel que notamment du dihydrogène (H2), pour générer une tension électrique par l'oxydation du carburant sur une première électrode (anode) couplée à la réduction sur une seconde électrode (cathode) d'un oxydant, tel que l'oxygène de l'air.
Cependant, une telle source d'énergie nécessite alors de solidariser d'une part un réservoir de stockage du carburant et d'autre part des cellules élémentaires avec une structure de drone classique 2 However, regardless of the type of aircraft in general or drone to at least one electric motor, autonomy during a mission in flight is critical and is always a compromise being done at detriment to the permissible load and / or flight performance of a such a drone.
Indeed, the larger the size and mass of the power batteries the electrical energy of the motor (s) is important, the greater the mass energy density expressed in Wh / Kg (Watt Hour per Kilogram) of these batteries will be important at the expense of the flight autonomy of such a drone. Moreover in this case, the mass able to be transported and therefore the payload, or paying by the drone will be weaker and flight performance especially in speed and acceleration will be lower.
As described in US 2017/240291, EP 2,902,319, WO 2017 / 004,777 and US 2003 / 207,164 to overcome this inconvenience, it was then imagined to report a source of autonomous energy formed by a fuel cell on such a type of drone. The fuel cell has the advantage of presenting a very good ratio between its mass and the autonomy in flight that it provides to the drone and this, especially if the mass of the drone is high.
In known manner, such a fuel cell uses a reducing fuel, such as in particular dihydrogen (H2), for generate an electrical voltage by the oxidation of the fuel on a first electrode (anode) coupled to the reduction over a second electrode (cathode) of an oxidant, such as oxygen in the air.
However, such a source of energy then requires solidarize on the one hand a fuel storage tank and other part of the elementary cells with a classical drone structure

3 initialement prévue pour supporter des batteries rechargeables plus conventionnelles telles que des accumulateurs de type Lithium Polymère (également désignés par l'acronyme "LiPo") ou de type Nickel hydrure métallique ("NiMh" selon l'acronyme anglais correspondant à l'expression "Nickel-Metal Hydride"). En outre, des moyens supplémentaires de solidarisation sont alors nécessaires pour solidariser le réservoir et les cellules élémentaires avec le structure du drone et de tels drones ne présentent pas des caractéristiques aérodynamiques optimales, notamment au niveau de leur tramée aérodynamique.
La présente invention a alors pour objet de proposer un nouveau type de drone permettant de s'affranchir des limitations mentionnées ci-dessus. En effet, un tel type de drone comportant une source d'énergie autonome formée par une pile à combustible comporte une autonomie accrue, une charge admissible et/ou des performances de vol accrues. A tout le moins, un tel type de drone permet de fournir un compromis optimal entre l'autonomie, la charge admissible et les performances de vol.
L'invention concerne donc un drone comportant :
= au moins un moteur électrique permettant de réaliser au moins la propulsion du drone, et = au moins une source d'énergie électrique destinée à
alimenter en énergie électrique le (ou les) moteur(s) électrique(s), la (ou les) source(s) d'énergie électrique étant formée(s) par une pile à combustible comportant d'une part un réservoir pour stocker un carburant et d'autre part au moins une cellule élémentaire formée par deux électrodes séparées par un électrolyte, la (ou les) 3 originally intended to support more rechargeable batteries conventional such as Lithium-type accumulators Polymer (also referred to by the acronym "LiPo") or type Nickel metal hydride ("NiMh" according to the acronym corresponding to the term "Nickel-Metal Hydride"). In addition, additional means of securing are then necessary to secure the tank and the elementary cells with the structure of the drone and such drones do not exhibit optimum aerodynamic characteristics, especially at the level of their aerodynamic halftone.
The present invention therefore aims to propose a new type of drone to overcome the limitations mentioned above. Indeed, such a type of drone having a autonomous energy source formed by a fuel cell has increased autonomy, an allowable load and / or increased flight performance. At the very least, such a type of drone allows to provide an optimal compromise between the autonomy, the load eligible and flight performance.
The invention thus relates to a drone comprising:
= at least one electric motor making it possible to less the propulsion of the drone, and = at least one source of electrical energy for supply electrical energy to the motor (s) electrical (s), the source (s) of electrical energy being formed by a fuel cell comprising on the one hand a tank to store a fuel and on the other hand at least one elementary cell formed by two electrodes separated by an electrolyte, the (or the)

4 cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible étant apte(s) à produire électro-chimiquement de l'électricité
entre les deux électrodes.
Selon l'invention, un tel drone est remarquable en ce que la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) forme(nt) un premier élément structural du drone, un tel premier élément structural s'étendant entre au moins deux points A et B distants l'un de l'autre du drone et permettant de transmettre des efforts et/ou des moments entre ces au moins deux points A et B.
Autrement dit, la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) forme(nt) une portion rigide et peu déformable apte à transmettre des efforts et/ou des moments générant par exemple des sollicitations en traction, en compression, en cisaillement, en flexion et/ou en torsion entre les deux points A et B.
De tels efforts ou moments peuvent notamment être générés par l'inertie du drone lors d'un vol mais également par une force de réaction du sol sur un train d'atterrissage lorsque le drone repose sur le sol.
Avantageusement, lorsque le drone est de type multirotor et comportant au moins trois rotors de propulsion et de sustentation entraînés respectivement en rotation par au moins trois moteurs électriques, le premier élément structural peut être formé en tout ou partie par un bras de liaison s'étendant entre un corps central du drone et l'un des moteurs électriques.
Par suite, les points A et B du drone entre lesquels s'étend le premier élément structural peuvent être situés respectivement l'un à
proximité de l'un des trois moteurs électriques et l'autre à proximité 4 cell (s) element (s) of the fuel cell being capable (s) to electrochemically produce electricity between the two electrodes.
According to the invention, such a drone is remarkable in that the (or the elementary cell (s) form (s) a first structural element of the drone, such a first structural element extending between at least two points A and B distant from each other of the drone and allowing transmit efforts and / or moments between these at least two points A and B.
In other words, the elementary cell (s) form (s) a rigid portion and little deformable capable of transmitting efforts and / or moments generating, for example, tensile stresses, compression, shear, bending and / or torsion between two points A and B.
Such efforts or moments may notably be generated by the inertia of the drone during a flight but also by a force of reaction of the ground on a landing gear when the drone rests on floor.
Advantageously, when the drone is multirotor type and having at least three propulsion and lift rotors driven respectively in rotation by at least three motors the first structural element can be formed in all or part by a connecting arm extending between a central body of the drone and one of the electric motors.
As a result, the points A and B of the drone between which the first structural element may be located respectively one to proximity to one of the three electric motors and the other close

5 du corps central pouvant par exemple jouer le rôle de réservoir de carburant. Dans ce cas, la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) forme(nt) directement le bras de liaison entre les trois moteurs et le corps central.
En pratique, lorsque le drone comporte une zone profilée munie d'une pluralité de cadres agencés sensiblement parallèlement les uns par rapport aux autres et espacés les uns des autres suivant une direction longitudinale, les cadres étant reliés entre eux par au moins un longeron orienté sensiblement suivant la direction longitudinale, le premier élément structural peut être formé en tout ou partie par un cadre et/ou par le (ou les) longeron(s).
En d'autres termes, le drone peut comporter une structure de fuselage monocoque dans laquelle des ensembles de cadres et/ou cloisons verticales sont agencés parallèlement les uns par rapport aux autres pour donner la forme d'un fuselage formant l'enveloppe extérieure du drone. En outre, une telle direction longitudinale du drone peut être confondue avec, ou agencée parallèlement par rapport à respectivement un axe de roulis ou un axe de tangage du d rone.
Dans ce cas, les points A et B du drone entre lesquels s'étend le premier élément structural peuvent être situés respectivement l'un au niveau d'un premier point du fuselage ou du longeron et l'autre au niveau d'un second point du fuselage ou du longeron. Dans ce cas, la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible forme(nt) directement le cadre ou le longeron de cette zone profilée.
Selon un exemple de réalisation avantageux de l'invention, lorsque le drone comporte une voilure fixe munie de deux demi-ailes reliées entre elles par une pièce de solidarisation, le premier élément 5 of the central body that can for example act as a reservoir of fuel. In this case, the elementary cell (s) form (s) directly the link arm between the three motors and the body central.
In practice, when the drone has a profiled zone provided with of a plurality of frames arranged substantially parallel to one another compared to others and spaced from each other following a longitudinal direction, the frames being interconnected by at least a spar oriented substantially in the longitudinal direction, the first structural element may be formed in whole or in part by a frame and / or the (or) spar (s).
In other words, the drone can have a structure of monocoque fuselage in which sets of frames and / or vertical partitions are arranged parallel to each other relative to others to give the shape of a fuselage forming the envelope outside the drone. In addition, such a longitudinal direction of the drone can be confused with, or arranged in parallel by relative to a roll axis or a pitch axis of d rone.
In this case, the points A and B of the drone between which the first structural element can be located respectively one at one point of the fuselage or spar and the other at the level of a second point of the fuselage or spar. In this case (or) cell (s) element (s) of the fuel cell form (s) directly the frame or the spar of this profiled area.
According to an advantageous embodiment of the invention, when the drone has a fixed wing equipped with two half-wings interconnected by a piece of solidarity, the first element

6 structural peut être formé en tout ou partie par la pièce de solidarisation.
Ainsi, le drone peut comporter une aile dans laquelle s'étend une pièce de solidarisation pour solidariser entre elles deux demi-ailes. Par suite, les points A et B du drone entre lesquels s'étend le premier élément structural peuvent être situés respectivement l'un au niveau d'une première extrémité de la pièce de solidarisation et l'autre au niveau d'une seconde extrémité de cette même pièce de solidarisation. Dans ce cas, la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible forme(nt) directement la pièce de solidarisation agencée à l'intérieur de l'aile.
Avantageusement, le premier élément structural peut être formé
par un empilement d'au moins deux cellules élémentaires agencées l'une contre l'autre parallèlement.
Autrement dit, un tel premier élément structural peut comporter plusieurs cellules élémentaires d'une pile à combustible. En outre, il est fréquent d'utiliser l'expression anglaise de "stack" lorsque que l'on parle d'un tel empilement de cellules élémentaires parallèles et reliées entre elles pour permettre d'augmenter une différence de potentielle aux bornes de la pile à combustible.
En pratique, le réservoir peut former un second élément structural du drone, un tel second élément structural s'étendant entre au moins deux autres points C et D distants l'un de l'autre du drone et permettant de transmettre d'autres efforts et/ou d'autres moments entre ces au moins deux autres points C et D.
Comme précédemment pour le premier élément structural, le réservoir forme alors une portion rigide et peu déformable apte à 6 structure may be formed in whole or in part by the joining.
Thus, the drone may comprise a wing in which extends a piece of solidarity to secure between them two half wings. As a result, the points A and B of the drone between which the first structural element may be located respectively at level of a first end of the joining piece and the other at a second end of this same piece of joining. In this case, the elementary cell (or cells) of the fuel cell form (s) directly the part of solidarity arranged inside the wing.
Advantageously, the first structural element can be formed by stacking at least two arranged elementary cells against each other in parallel.
In other words, such a first structural element can comprise several elementary cells of a fuel cell. Furthermore, it is often used to use the English expression "stack" when we talk about such a stack of parallel elementary cells and interconnected to allow for a difference in potential at the terminals of the fuel cell.
In practice, the reservoir can form a second element structure of the drone, such a second structural element extending between at least two other points C and D distant from each other of the drone and allowing to transmit other efforts and / or other moments between these at least two other points C and D.
As previously for the first structural element, the reservoir then forms a rigid and slightly deformable portion suitable for

7 transmettre des efforts et/ou des moments générant par exemple des sollicitations en traction, en compression, en cisaillement, en flexion et/ou en torsion entre les autres deux points C et D du drone et peut ainsi supporter certains équipements avionique/système.
Avantageusement, le réservoir peut comporter aux moins deux compartiments séparés l'un de l'autre et destinés à alimenter respectivement au moins deux cellules élémentaires disjointes l'une de l'autre de la pile à combustible.
En d'autres termes, chaque cellule élémentaire peut être alimentée indépendamment en carburant par l'un des compartiments du réservoir.
Selon un autre exemple de réalisation avantageux de l'invention, le drone peut comporter un dispositif d'interconnexion relié par des canalisations respectivement aux au moins deux compartiments du réservoir, le dispositif d'interconnexion permettant de mettre en communication un premier compartiment du réservoir avec un second compartiment du réservoir et inversement.
Un tel agencement permet alors, en cas de besoin, de mettre en communication les compartiments du réservoir, et ce de façon pilotée ou automatique à l'aide d'un dispositif d'interconnexion comportant une vanne et de moyens de détection aptes à détecter un niveau bas et/ou une pression inférieure à une pression de seuil basse du carburant qui peut en effet se présenter à l'état liquide et/ou gazeuse dans l'un des réservoirs. Un tel besoin peut notamment se présenter si l'un des compartiments du réservoir est vide avant l'autre et permet alors d'alimenter en énergie électrique deux moteurs électriques temporairement. En pratique, un tel événement peut se produire lors d'un fonctionnement nominal du drone, en cas de panne telle une 7 transmit efforts and / or moments generating for example tensile, compressive, shear and flexural stresses and / or in torsion between the other two points C and D of the drone and can thus support some avionics / system equipment.
Advantageously, the reservoir may comprise at least two compartments separated from one another and intended to supply respectively at least two elementary cells disjoined one on the other side of the fuel cell.
In other words, each elementary cell can be independently fueled by one of the compartments of the tank.
According to another advantageous embodiment of the invention, the drone may comprise an interconnection device connected by pipes respectively to the at least two compartments of the tank, the interconnecting device to port a first compartment of the tank with a second compartment of the tank and vice versa.
Such an arrangement then makes it possible, when necessary, to communication the compartments of the tank, and this in a piloted way or automatic using an interconnection device comprising a valve and detection means able to detect a low level and / or a pressure lower than a low threshold pressure of the fuel that may indeed be in the liquid and / or gaseous state in one of the tanks. Such a need may arise in particular if one of the compartments of the tank is empty before the other and allows then to supply electrical energy to two electric motors temporarily. In practice, such an event may occur during of a nominal operation of the drone, in case of failure such a

8 fuite dans l'un des compartiments ou encore être dû à un problème de remplissage de l'un des compartiments.
En pratique, le drone peut comporter au moins un compresseur de gaz permettant de comprimer l'air extérieur, et au moins un organe de contrôle relié par au moins une canalisation au(x) compresseur(s) de gaz, le(s) organe(s) de contrôle permettant d'adapter au moins un débit d'air injecté dans la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible en mesurant au moins la température et la pression de l'air comprimé par le(s) compresseur(s) de gaz.
Par suite, le(s) compresseur(s) de gaz et le(s) organe(s) de contrôle permettent alors afin d'améliorer le rendement de la pile en dosant la quantité de dioxygène envoyée à l'intérieur de la (ou des) cellule(s) élémentaire(s). Un tel dosage permet ainsi de réaliser la réaction d'oxydoréduction dans la pile dans des proportions stoechiométriques.
Avantageusement, le(s) compresseur(s) de gaz peu(ven)t être entraîné(s) en rotation par le(s) moteur(s) électrique(s) permettant de réaliser au moins la propulsion du drone.
Dans ce cas, le(s) moteur(s) électrique(s) peu(ven)t comporter un axe de rotation dont les deux extrémités émergent du moteur électrique. Une première extrémité de l'axe entraîne alors en rotation un rotor ou une hélice tandis que la seconde extrémité entraîne en rotation un compresseur de gaz.
Selon encore un autre exemple de réalisation avantageux de l'invention, le drone peut comporter au moins un organe récupérateur d'eau pour récupérer une eau produite par la pile à combustible, le(s) organe(s) récupérateur(s) d'eau étant relié(s) par au moins une 8 leakage in one of the compartments or be due to a problem of filling one of the compartments.
In practice, the drone can comprise at least one compressor of gas for compressing the outside air, and at least one organ control device connected by at least one pipe to the compressor (s) of gas, the control organ (s) allowing adaptation to at least one air flow injected into the cell (s) elementary (s) of the stack fuel by measuring at least the temperature and pressure of compressed air by the gas compressor (s).
As a result, the gas compressor (s) and the organ (s) of control then allow to improve the performance of the battery by dosing the amount of oxygen sent inside the (or) elementary cell (s). Such an assay thus makes it possible to carry out the oxidation-reduction reaction in the pile in proportions stoichiometric.
Advantageously, the gas compressor (s) can be driven (s) in rotation by the electric motor (s) allowing achieve at least the propulsion of the drone.
In this case, the electric motor (s) may have an axis of rotation whose two ends emerge from the engine electric. A first end of the axis then drives in rotation rotor or propeller while the second end rotating a gas compressor.
According to yet another advantageous embodiment of the invention, the drone may comprise at least one recuperator member water to recover water produced by the fuel cell, the (s) water-collecting member (s) being connected by at least one

9 canalisation à la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à
combustible.
En effet, une telle réaction d'oxydoréduction produit des molécules d'eau, généralement sous la forme de vapeur d'eau. Le (ou les) organe(s) récupérateur(s) d'eau permet(tent) alors de collecter cette eau puis de l'utiliser afin d'améliorer le rendement de la réaction d'oxydoréduction de la pile à combustible.
En pratique, le(s) organe(s) récupérateur(s) d'eau peu(ven)t être relié(s) par au moins une canalisation au(x) organe(s) de contrôle, le(s) organe(s) de contrôle permettant d'adapter un débit d'eau injectée dans la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à
combustible et permettant d'humidifier l'électrolyte.
Dans ce cas, l'eau produite par la pile est alors réinjectée, en tout ou partie, dans la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) avec l'air extérieur. Le(s) organe(s) de contrôle permet(tent) de doser précisément la quantité d'eau pour humidifier l'électrolyte.
Avantageusement, l'(ou les) organe(s) récupérateur(s) d'eau peu(ven)t être relié(s) par au moins une canalisation à au moins un dispositif de surveillance de la chaleur produite par la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible, le(s) dispositif(s) de surveillance permettant d'adapter un débit d'eau pulvérisée sur la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) et permettant de mouiller une surface extérieure de la (ou des) cellule(s) élémentaire(s).
Par suite, l'eau produite par la pile est alors pulvérisée sur la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) et le(s) dispositif(s) de surveillance de la chaleur produite par la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) permet(tent) de doser précisément la quantité d'eau pulvérisée. Le 9 channeling to the cell (s) elementary (s) of the battery to combustible.
Indeed, such a redox reaction produces water molecules, usually in the form of water vapor. The OR
the organ (s) recuperator (s) of water allows (tent) then to collect this water and then use it to improve the performance of the oxidation-reduction reaction of the fuel cell.
In practice, the body (s) recuperator (s) of water can (f) t be connected by at least one pipe to the organ (s) of the control body (s) to adapt a flow rate water injected into the cell (s) elementary (s) of the battery to fuel and to moisten the electrolyte.
In this case, the water produced by the cell is then reinjected, in all or part of the cell (s) elementary (s) with air outside. The control body (s) allows to dose precisely the amount of water to moisten the electrolyte.
Advantageously, the (or) organ (s) recuperator (s) water may be connected by at least one pipe to at least one monitoring device for the heat produced by the cell (s) element (s) of the fuel cell, the device (s) monitoring system to adapt a flow of water spray to the (or the) cell (s) elementary (s) and allowing to wet a outer surface of the elementary cell (s).
As a result, the water produced by the battery is then sprayed on the (or) elementary cell (s) and surveillance device (s) heat produced by the elementary cell (s) allows you to precisely measure the amount of water sprayed. The

10 souffle d'un rotor ou d'une hélice permet alors par un phénomène de convection forcée d'évacuer la chaleur produite par la (ou les) cellule(s) élémentaire(s).
Par ailleurs selon un autre exemple de réalisation avantageux de l'invention, le drone peut comporter au moins un dispositif de gestion d'un débit de carburant envoyé à la (ou aux) cellule(s) élémentaire(s), le(s) dispositif(s) de gestion permettant de faire varier une intensité du courant électrique en sortie de la pile à combustible de manière à piloter un régime de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s) en fonction du débit de carburant, le(s) dispositif(s) de gestion étant agencé(s) en aval du réservoir et en amont de la (ou des) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible.
Un tel agencement permet alors de contrôler la vitesse de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s) directement à partir du débit de carburant envoyé à la (ou aux) cellule(s) élémentaire(s) de la pile à combustible L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à
titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
- la figure 1, une vue en coupe transversale partielle d'une première variante d'un drone conforme à l'invention, - la figure 2, une vue de dessus partielle d'un drone selon cette première variante d'un drone conforme à l'invention, - la figure 3, une vue en perspective partielle de la première variante d'un drone conforme à l'invention, 10 blast of a rotor or propeller then allows by a phenomenon of convection forced to evacuate the heat produced by the (or the) elementary cell (s).
Moreover, according to another advantageous embodiment example of the invention, the drone may comprise at least one device for management of a fuel flow sent to the cell (s) elementary (s), the management device (s) to vary an intensity of the electric current at the output of the fuel cell in order to control a rotational speed of the motor (s) electric (s) depending on the fuel flow, the device (s) of management being arranged downstream of the reservoir and upstream of the (or elementary cell (s) of the fuel cell.
Such an arrangement then makes it possible to control the speed of rotation of the electric motor (s) directly from the fuel flow to the elementary cell (s) of the Fuel cell The invention and its advantages will appear in more detail as part of the following description with examples given in illustrative title with reference to the appended figures which represent:
- Figure 1, a partial cross sectional view of a first variant of a drone according to the invention, - Figure 2, a partial top view of a drone according to this first variant of a drone according to the invention, - Figure 3, a partial perspective view of the first variant of a drone according to the invention,

11 - la figure 4, une vue en coupe transversale partielle d'un autre drone selon la première variante d'un drone conforme à
l'invention, - la figure 5, une vue en coupe transversale partielle d'un autre drone selon la première variante d'un drone conforme à
l'invention, - la figure 6, un schéma de principe illustrant le fonctionnement d'un drone selon la première variante d'un drone conforme à l'invention, - la figure 7, une vue en perspective selon une deuxième variante d'un drone conforme à l'invention, - la figure 8, une vue en perspective selon une troisième variante d'un drone conforme à l'invention, - la figure 9, une vue de dessus d'un drone selon cette troisième variante d'un drone conforme à l'invention, et - la figure 10, une vue de face d'un autre drone selon cette troisième variante d'un drone conforme à l'invention.
Comme déjà évoqué l'invention se rapporte donc à un drone ou un aéronef dépourvu d'un pilote à bord de celui-ci. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes représentatives de plusieurs variantes de drone peuvent être affectés d'une seule et même référence.
Ainsi, tel que représenté à la figure 1, le drone 10 comporte un moteur électrique 1 pour permettre d'entraîner en rotation au moins un rotor 8 de propulsion et/ou de sustentation. Un tel moteur 11 FIG. 4, a partial cross-sectional view of a another drone according to the first variant of a drone conforming to the invention, - Figure 5, a partial cross sectional view of a another drone according to the first variant of a drone conforming to the invention, FIG. 6, a schematic diagram illustrating the operation of a drone according to the first variant of a drone according to the invention, FIG. 7, a perspective view according to a second variant of a drone according to the invention, - Figure 8, a perspective view according to a third variant of a drone according to the invention, - Figure 9, a top view of a drone according to this third variant of a drone according to the invention, and - Figure 10, a front view of another drone according to this third variant of a drone according to the invention.
As already mentioned, the invention thus relates to a drone or an aircraft without a pilot aboard it. The elements present in several distinct figures representative of several drone variants can be assigned a single and same reference.
Thus, as shown in FIG. 1, the drone 10 comprises a electric motor 1 to allow to drive in rotation at least a rotor 8 for propulsion and / or lift. Such an engine

12 électrique 1 est ainsi relié électriquement à une source d'énergie électrique 2 formée par une pile à combustible.
Une telle pile à combustible comporte notamment un réservoir de carburant 3 et au moins une cellule élémentaire 4 formée par une première électrode 5 formant anode, une seconde électrode 6 formant cathode et un électrolyte 26 agencé entre la première électrode 5 et la seconde électrode 6.
Telle(s) que représentée(s), la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) forme(nt) un premier élément structural 14 s'étendant entre deux points distants A et B du drone 10. Un tel élément structural 14 permet alors à lui seul de transmettre des efforts et/ou des moments entre les deux points A et B éloignés l'un de l'autre.
Selon une première variante du drone 10, cet élément structural 14 est formé par un bras de liaison 15 permettant donc à lui seul de transmettre des forces et/ou des moments entre le point A et le point B du drone 10. Un tel point A est ainsi agencé au niveau d'une première extrémité du bras de liaison 15 à proximité d'un corps central 16 du drone 10 et tandis que le point B est agencé au niveau d'une deuxième extrémité du bras de liaison 15 à proximité du moteur 1 entraînant en rotation le rotor 8.
Tel que représenté à la figure 2, un tel bras de liaison 15 peut présenter des ouvertures 49 permettant à l'air extérieur déplacé par le rotor 8 de refroidir le bras de liaison 15 en le traversant de part en part entre une face supérieure 62 et une face inférieure 63.
Tel que représenté à la figure 3, le réservoir 3 du drone 10 peut également former un second élément structural 7 permettant de transmettre des efforts et/ou des moments entre les deux points C et 12 electrical 1 is thus electrically connected to a power source 2 formed by a fuel cell.
Such a fuel cell comprises in particular a reservoir of fuel 3 and at least one elementary cell 4 formed by a first electrode 5 forming anode, a second electrode 6 forming cathode and an electrolyte 26 arranged between the first electrode 5 and the second electrode 6.
As represented, the elementary cell (s) form (s) a first structural element 14 extending between two remote points A and B of the drone 10. Such a structural element 14 allows then alone to transmit efforts and / or moments between the two points A and B distant from each other.
According to a first variant of the drone 10, this structural element 14 is formed by a connecting arm 15 thus allowing him alone to transmit forces and / or moments between point A and the point B of the drone 10. Such a point A is thus arranged at a level of first end of the link arm 15 near a body central 16 of the drone 10 and while the point B is arranged at the level of a second end of the link arm 15 near the engine 1 rotating the rotor 8.
As shown in FIG. 2, such a connecting arm 15 can have openings 49 allowing the outside air moved by the rotor 8 to cool the link arm 15 by passing through part between an upper face 62 and a lower face 63.
As shown in FIG. 3, the tank 3 of the drone 10 can also form a second structural element 7 allowing transmit efforts and / or moments between the two points C and

13 D éloignés l'un de l'autre. Par ailleurs, un tel réservoir 3 peut comporter une structure monolithique sur laquelle sont solidarisés différents bras de liaison 15 tels que décrits précédemment.
Tel que représenté, le drone 10 est alors un drone de type multirotor, les rotors 8, 18, 28 formant chacun une voilure tournante permettant d'assurer la propulsion et/ou la sustentation du drone 10.
Tel que représenté à la figure 4, un tel drone 10 de type multirotor peut comporter des moteurs électriques 11, chaque moteur électrique 11 permettant d'une part d'entraîner en rotation un rotor 8 et d'autre part un compresseur de gaz 51 pour comprimer de l'air extérieur. En outre, un tel compresseur de gaz 51 est relié par au moins une canalisation avec les cellules élémentaires 4 de la pile à
combustible et permet ainsi d'assurer un rendement optimal pour la réaction d'oxydoréduction se produisant dans la pile à combustible.
Tel que représenté à la figure 5 selon la première variante du drone 10, le réservoir 13 peut comporter un premier compartiment 9 et un second compartiment 19 étanches l'un par rapport à l'autre et/ou séparés par une cloison de séparation. Dans ce cas le drone 10 peut également comporter un dispositif d'interconnexion 50 pour permettre de réaliser un équilibrage piloté manuellement en cas de besoin ou automatiquement dès qu'il y a une différence de pression entre les réservoirs ou que la quantité de carburant présente dans le premier compartiment 9 est distincte de celle présente dans le second compartiment 19.
Par ailleurs comme précédemment, un tel réservoir 13 peut également former un second élément structural 17 s'étendant entre les points C et D et permettant de transmettre des efforts et/ou des moments générant par exemple des sollicitations en traction, en 13 D distant from each other. Moreover, such a reservoir 3 can have a monolithic structure on which are joined different link arms 15 as previously described.
As shown, the drone 10 is then a type drone multirotor, the rotors 8, 18, 28 each forming a rotary wing allowing propulsion and / or lift of the drone 10.
As represented in FIG. 4, such a drone 10 of the type multirotor may comprise electric motors 11, each motor 11 on the one hand to rotate a rotor 8 and on the other hand a gas compressor 51 for compressing air outside. In addition, such a gas compressor 51 is connected by least one pipe with the elementary cells 4 from the battery to fuel and thus ensures optimum performance for the oxidation-reduction reaction occurring in the fuel cell.
As represented in FIG. 5 according to the first variant of drone 10, the reservoir 13 may comprise a first compartment 9 and a second compartment 19 sealed with respect to each other and / or separated by a partition wall. In this case the drone 10 may also include an interconnection device 50 for enable manually controlled balancing in case of need or automatically as soon as there is a pressure difference between the tanks or that the amount of fuel present in the first compartment 9 is distinct from that present in the second compartment 19.
Moreover, as previously, such a reservoir 13 can also form a second structural element 17 extending between points C and D and allowing the transmission of efforts and / or moments generating, for example, tensile stresses,

14 compression, en cisaillement, en flexion et/ou en torsion entre les deux points C et D. Le réservoir 13 peut alors supporter des équipements avioniques et/ou systèmes ou encore servir de support pour un objet à transporter par le drone 10.
Selon le principe de fonctionnement illustré à la figure 6, le drone 10 peut comporter un dispositif de gestion 56 permettant de piloter le débit de carburant injecté dans la (ou les) cellule(s) élémentaire(s) 4. En sortie, aux bornes des électrodes 5 et 6, un courant électrique est généré et peut être converti via un convertisseur 60 puis transmis à un contrôleur de vitesse 61 alimentant en courant électrique le moteur électrique 11. De cette manière, un dispositif de gestion 56 permet de piloter le régime de rotation du rotor 8 à partir du débit carburant injecté dans la cellule élémentaire 4.
En outre, un tel drone 10 peut également comporter un organe récupérateur d'eau 53 permettant de récupérer l'eau produite par la réaction d'oxydoréduction de la pile à combustible.
Avantageusement, cette eau récupérée peut alors d'une part être acheminée à un organe de contrôle 52 afin d'être injectée dans la cellule élémentaire 4 avec de l'air comprimé via le compresseur de gaz 51 et d'autre part être transmise à un dispositif de surveillance 54 de la chaleur produite par la cellule élémentaire 4 lors de l'utilisation de la pile à combustible.
L'organe de contrôle 52 permet ainsi d'humidifier l'électrolyte 26 de la cellule élémentaire 4 avec de l'eau, tandis que le dispositif de surveillance permet d'adapter un débit d'eau pulvérisée à la surface extérieure 55 d'une telle cellule élémentaire 4. Des gouttes d'eau sont alors générées et pulvérisées en utilisant le flux d'air 14 compression, shear, bending and / or torsion between two points C and D. The reservoir 13 can then support Avionics equipment and / or systems or serve as support for an object to be transported by the drone 10.
According to the operating principle illustrated in FIG.
drone 10 may comprise a management device 56 making it possible to control the flow of fuel injected into the cell (s) 4. At the output, at the terminals of the electrodes 5 and 6, a electrical current is generated and can be converted via a converter 60 then transmitted to a speed controller 61 supplying electric power to the electric motor 11. From this In this way, a management device 56 makes it possible to control the rotation of the rotor 8 from the fuel flow injected into the cell elementary 4.
In addition, such a drone 10 may also include an organ water recuperator 53 to recover the water produced by the oxidation-reduction reaction of the fuel cell.
Advantageously, this recovered water can then on the one hand be sent to a control body 52 for injection into the elementary cell 4 with compressed air via the compressor of gas 51 and secondly be transmitted to a monitoring device 54 of the heat produced by the elementary cell 4 during the use of the fuel cell.
The control member 52 thus makes it possible to humidify the electrolyte 26 of elementary cell 4 with water, while the device of monitoring makes it possible to adapt a flow of water spray to the surface 55 of such an elementary cell 4. Drops of water are then generated and sprayed using the airflow

15 descendant produit par le rotor 8. Une telle utilisation de l'eau produite par la réaction d'oxydoréduction est particulièrement avantageuse pour améliorer le rendement de production d'électricité
et donc l'autonomie d'une telle source d'énergie électrique.
Telle que représentée à la figure 7, une seconde variante du drone 20 peut également comporter une zone profilée 21 dans laquelle une pluralité de cadres 22 est recouverte par une enveloppe formant un fuselage. Les cadres 22 sont alors agencés sensiblement parallèlement les uns par rapport aux autres le long d'une direction longitudinale L qui peut être par exemple parallèle à un axe de roulis du drone 20.
Les différents cadres 22 sont par ailleurs reliés entre eux au moyen de longerons 25 permettant de les maintenir en position les uns par rapport aux autres.
En outre, de tels cadres 22 et/ou de tels longerons 25 sont aptes à former un élément structural 24 entre les deux points A et B
et peuvent également être combinés avec par exemple d'autres éléments structuraux 14 tels que définis précédemment conformément à la première variante de drone 10. De tels éléments structuraux 14 sont généralement désignés en langue anglaise par le terme de "stacks".
Selon une troisième variante de drone 30 telle que représentée aux figures 8 et 9, un tel drone 30 peut comporter une voilure fixe 31.
Dans ce cas, le moteur électrique 1 permet d'entraîner en rotation .. une hélice 8 pour propulser le drone 30.
Une telle voilure fixe 31 peut alors comporter deux demi-ailes 35 et 36 solidarisées rigidement entre elles par une pièce de 15 descending produced by the rotor 8. Such use of water produced by the oxidation-reduction reaction is particularly advantageous for improving the efficiency of electricity production and therefore the autonomy of such a source of electrical energy.
As shown in FIG. 7, a second variant of the drone 20 may also comprise a profiled zone 21 in which a plurality of frames 22 is covered by an envelope forming a fuselage. The frames 22 are then arranged substantially parallel to each other along a direction longitudinal L which can be for example parallel to a roll axis of the drone 20.
The different frames 22 are also connected to each other 25 longitudinal members to hold them in position.
one against another.
In addition, such frames 22 and / or such longitudinal members 25 are capable of forming a structural element 24 between the two points A and B
and can also be combined with for example other structural elements 14 as previously defined in accordance with to the first drone variant 10. Such structural elements 14 are generally designated in the English language by the term "Stacks".
According to a third variant of drone 30 as shown in FIGS. 8 and 9, such a drone 30 may comprise a fixed wing 31.
In this case, the electric motor 1 makes it possible to drive in rotation .. a propeller 8 to propel the drone 30.
Such a fixed wing 31 can then comprise two halves wings 35 and 36 secured rigidly to each other by a piece of

16 solidarisation 32 formant en tout ou partie l'élément structural 34. En effet, un tel élément structural 34 peut également prendre la place ou s'intégrer comme précédemment dans des cadres 22' ou des nervures reliés entre eux par des longerons 25' s'entendant sensiblement parallèlement par rapport à la direction longitudinale L'.
Tel que représenté à la figure 9, le drone 30 peut également comporter des réservoirs 23 agencés entre chacun des cadres 22'. De tels réservoirs 23 peuvent alors former un second élément structural 27 s'étendant entre deux points C et D distants l'un de l'autre et permettant également à lui seul de transmettre des efforts et/ou des moments entre ces deux points C et D.
Dans ce cas, une telle source d'énergie 2 comporte des cellules élémentaires 4 formant à la fois un premier élément structural 34 composé par exemple de cadres 22' ou de nervures, de longerons 25' et/ou d'une pièce de solidarisation 32 et un second élément structural 27 composé des réservoirs 23 directement solidarisés avec différents cadres 22' et/ou longerons 25'.
Selon une quatrième variante de drone 40 telle que représentée à la figure 10, un tel drone 40 peut comporter une pièce de solidarisation 42 reliant entre elles deux demi-ailes 45 et 46. Une telle pièce de solidarisation 42 est en outre composée de plusieurs tronçons agencés respectivement entre différents cadres 22' parallèles les uns par rapport aux autres.
Une telle pièce de solidarisation 42 permet alors de former avec les cadres 22' un premier élément structural 44 s'étendant entre les points A et B. Une telle pièce de solidarisation 42 peut alors consister en tout ou partie en un réservoir de carburant formé par exemple dans un matériau polymère tel que du polyoxadiazole (POD). Chaque 16 fastening 32 forming in all or part the structural element 34.
Indeed, such a structural element 34 can also take the place or integrate as before in 22 'frames or ribs interconnected by longitudinal members 25 'substantially parallel to the longitudinal direction L '.
As shown in FIG. 9, the drone 30 can also comprise reservoirs 23 arranged between each of the frames 22 '. Of such reservoirs 23 can then form a second structural element 27 extending between two points C and D distant from each other and also allowing it to transmit efforts and / or moments between these two points C and D.
In this case, such an energy source 2 comprises cells elementary elements 4 forming at the same time a first structural element 34 composed for example of frames 22 'or ribs, spars 25' and / or a fastening piece 32 and a second structural element 27 composed of tanks 23 directly joined with different frames 22 'and / or spars 25'.
According to a fourth variant of drone 40 as shown in FIG. 10, such a drone 40 may comprise a piece of solidarization 42 interconnecting two half-wings 45 and 46. A
such a securing piece 42 is furthermore composed of several sections arranged respectively between different frames 22 ' parallel to each other.
Such a fastening piece 42 then makes it possible to form with the frames 22 'a first structural element 44 extending between the points A and B. Such a fastening piece 42 may then consist all or part of a formed fuel tank for example in a polymeric material such as polyoxadiazole (POD). Each

17 pièce de solidarisation 42 peut alors former un ensemble monolithique s'étendant entre deux cadres 22'. Dans cette quatrième variante de drone 40, des réservoirs de carburant 33 supplémentaires peuvent également être rapportés en dessous du premier élément structural 44 et ne constituent donc pas dans ce cas un second élément structural du drone 40.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. 17 fastening piece 42 can then form a set monolithic extending between two frames 22 '. In this fourth drone variant 40, additional 33 fuel tanks can also be reported below the first element 44 and therefore do not constitute in this case a second structural element of the drone 40.
Naturally, the present invention is subject to many variations as to its implementation. Although several embodiments have been described, it is clear that it is not not conceivable to exhaustively identify all the modes possible. It is of course conceivable to replace a means described by equivalent means without departing from the scope of this invention.

Claims (14)

REVENDICATIONS 18 1. Drone (10, 20, 30, 40) comportant :
.cndot. au moins un moteur électrique (1, 11) permettant de réaliser au moins la propulsion dudit drone (10, 20, 30, 40), .cndot. au moins une source d'énergie électrique (2) destinée à
alimenter en énergie électrique ledit au moins un moteur électrique (1, 11), ladite au moins une source d'énergie électrique (2) étant formée par une pile à combustible comportant d'une part un réservoir (3, 13, 23, 33) pour stocker un carburant et d'autre part au moins une cellule élémentaire (4, 4') formée par deux électrodes (5) et (6) séparées par un électrolyte (26), ladite au moins une cellule élémentaire (4, 4') de ladite pile à combustible étant apte à produire électro-chimiquement de l'électricité
entre lesdites deux électrodes (5) et (6), caractérisé en ce que ladite au moins une cellule élémentaire (4, 4') forme un premier élément structural (14, 24, 34, 44) dudit drone (10, 20, 30, 40), ledit premier élément structural (14, 24, 34, 44) s'étendant entre au moins deux points (A) et (B) distants l'un de l'autre dudit drone (10, 20, 30, 40) et permettant de transmettre des efforts et/ou des moments entre lesdits au moins deux points (A) et (B). 1. Drone (10, 20, 30, 40) comprising:
.cndot. at least one electric motor (1, 11) allowing carry out at least the propulsion of said drone (10, 20, 30, 40) .cndot. at least one source of electrical energy (2) for supplying said at least one motor with electrical energy electric (1, 11), said at least one energy source electric (2) being formed by a fuel cell comprising on the one hand a reservoir (3, 13, 23, 33) for store a fuel and on the other hand at least one cell elementary element (4, 4 ') formed by two electrodes (5) and (6) separated by an electrolyte (26), said at least one elementary cell (4, 4 ') of said fuel cell being able to produce electro-chemically electricity between said two electrodes (5) and (6), characterized in that said at least one elementary cell (4, 4 ') forms a first structural element (14, 24, 34, 44) of said drone (10, 20, 30, 40), said first structural member (14, 24, 34, 44) extending between at least two points (A) and (B) distant one of the other of said drone (10, 20, 30, 40) and making it possible to transmit efforts and / or moments between said at least two points (A) and (B). 2. Drone selon la revendication 1, caractérisé en ce que, ledit drone (10, 20) étant de type multirotor et comportant au moins trois rotors (8), (18) et (28) de propulsion et/ou de sustentation entraînés respectivement en rotation par au moins trois moteurs électriques (1, 11), ledit premier élément structural (14) est formé en tout ou partie par un bras de liaison (15) s'étendant entre un corps central (16) dudit drone (10, 20) et l'un desdits au moins trois moteurs électriques (1, 11). 2. Drone according to claim 1, characterized in that said drone (10, 20) being of multirotor type and having at least three propulsion rotors (8), (18) and (28) and / or lift respectively driven in rotation by at least three electric motors (1, 11), said first structural element (14) is formed wholly or partly by a connecting arm (15) extending between a central body (16) of said drone (10, 20) and one of said minus three electric motors (1, 11). 3. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que, ledit drone (20, 30) comportant une zone profilée (21, 21') munie d'une pluralité de cadres (22, 22') agencés sensiblement parallèlement les uns par rapport aux autres et espacés les uns des autres suivant une direction longitudinale (L, L'), lesdits cadres (22, 22') étant reliés entre eux par au moins un longeron (25, 25') orienté sensiblement suivant ladite direction longitudinale (L, L'), ledit premier élément structural (24) est formé en tout ou partie par un cadre (22, 22') et/ou par ledit au moins un longeron (25, 25'). 3. Drone according to any one of claims 1 to 2, characterized in that said drone (20, 30) having a zone profile (21, 21 ') provided with a plurality of frames (22, 22') arranged substantially parallel to each other and spaced apart from each other in a longitudinal direction (L, L '), frames (22, 22 ') being interconnected by at least one spar (25, 25 ') oriented substantially in said longitudinal direction (L, L'), said first structural member (24) is formed in whole or in part by a frame (22, 22 ') and / or said at least one spar (25, 25'). 4. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, ledit drone (30, 40) comportant une voilure fixe (31,41) munie de deux demi-ailes (35, 45) et (36, 46) reliées entre elles par une pièce de solidarisation (32, 42), ledit premier élément structural (34, 44) est formé en tout ou partie par ladite pièce de solidarisation (32, 42). 4. Drone according to any one of claims 1 to 3, characterized in that said drone (30, 40) having a fixed wing (31,41) provided with two half-wings (35,45) and (36,46) connected between they by a fastening piece (32, 42), said first element structure (34, 44) is formed in whole or in part by said solidarization (32, 42). 5. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit premier élément structural (14, 24, 34, 44) est formé par un empilement d'au moins deux cellules élémentaires (4) agencées l'une contre l'autre parallèlement. 5. Drone according to any one of claims 1 to 4, characterized in that said first structural member (14, 24, 34, 44) is formed by a stack of at least two elementary cells (4) arranged against each other in parallel. 6. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit réservoir (3, 13, 23) forme un second élément structural (7, 17, 27) dudit drone (10, 20, 30), ledit second élément structural (7, 17, 27) s'étendant entre au moins deux autres points (C) et (D) distants l'un de l'autre dudit drone (10, 20, 30) et permettant de transmettre d'autres efforts et/ou d'autres moments entre lesdits au moins deux autres points (C) et (D). 6. Drone according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said reservoir (3, 13, 23) forms a second structural element (7, 17, 27) of said drone (10, 20, 30), said second structural element (7, 17, 27) extending between at least two other points (C) and (D) distant from each other of said drone (10, 20, 30) and to transmit other efforts and / or other moments between said at least two other points (C) and (D). 7. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit réservoir (13) comporte aux moins deux compartiments (9) et (19) séparés l'un de l'autre et destinés à
alimenter respectivement au moins deux cellules élémentaires (4) et (4') disjointes l'une de l'autre de ladite pile à combustible. 7. Drone according to any one of claims 1 to 6, characterized in that said reservoir (13) comprises at least two compartments (9) and (19) separated from one another and intended for respectively feeding at least two elementary cells (4) and (4 ') disjoined from each other of said fuel cell. 8. Drone selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit drone (10) comporte un dispositif d'interconnexion (50) relié par des canalisations respectivement auxdits au moins deux compartiments (9) et (19) dudit réservoir (13), ledit dispositif d'interconnexion (50) permettant de mettre en communication un premier compartiment (9) dudit réservoir (13) avec un second compartiment (19) dudit réservoir (13) et inversement. 8. Drone according to claim 7, characterized in that said drone (10) comprises a device interconnection (50) connected by pipes respectively said at least two compartments (9) and (19) of said reservoir (13), said interconnection device (50) for communicating a first compartment (9) of said tank (13) with a second compartment (19) of said tank (13) and vice versa. 9. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ledit drone (10) comporte au moins un compresseur de gaz (51) permettant de comprimer l'air extérieur, et au moins un organe de contrôle (52) relié par au moins une canalisation audit au moins un compresseur de gaz (51), ledit au moins un organe de contrôle (52) permettant d'adapter au moins un débit d'air injecté dans ladite au moins une cellule élémentaire (4) de ladite pile à combustible en mesurant au moins la température et la pression de l'air comprimé par ledit au moins un compresseur de gaz (51). 9. Drone according to any one of claims 1 to 8, characterized in that said drone (10) comprises at least one a gas compressor (51) for compressing outside air, and at least one control member (52) connected by at least one channeling at least one gas compressor (51), said at least one least one control member (52) for adapting at least one flow of air injected into said at least one elementary cell (4) of said fuel cell by measuring at least the temperature and the pressure of the compressed air by said at least one gas compressor (51). 10. Drone selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit au moins un compresseur de gaz (51) est entraîné en rotation par ledit au moins un moteur électrique (11) permettant de réaliser au moins ladite propulsion dudit drone (10). 10. Drone according to claim 9, characterized in that said at least one gas compressor (51) is rotated by said at least one electric motor (11) allowing at least said propulsion of said drone (10). 11. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ledit drone (10) comporte au moins un organe récupérateur d'eau (53) pour récupérer une eau produite par ladite pile à combustible, ledit au moins un organe récupérateur d'eau (53) étant relié par au moins une canalisation à ladite au moins une cellule élémentaire (4) de ladite pile à combustible. 11. Drone according to any one of claims 1 to 10, characterized in that said drone (10) comprises at least one member water recuperator (53) for recovering water produced by said fuel cell, said at least one water recovery member (53) being connected by at least one pipe to said at least one cell elementary element (4) of said fuel cell. 12. Drone selon les revendications 9 et 11, caractérisé en ce que ledit au moins un organe récupérateur d'eau (53) est relié par au moins une canalisation audit au moins un organe de contrôle (52), ledit au moins un organe de contrôle (52) permettant d'adapter un débit d'eau injectée dans ladite au moins une cellule élémentaire (4) de ladite pile à combustible et permettant d'humidifier ledit électrolyte (26). 12. Drone according to claims 9 and 11, characterized in that said at least one recovery member of water (53) is connected by at least one pipe to said at least one control member (52), said at least one control member (52) to adapt a flow of water injected into said at least one elementary cell (4) of said fuel cell and allowing humidifying said electrolyte (26). 13. Drone selon l'une quelconque des revendications 11 à 12, caractérisé en ce que ledit au moins un organe récupérateur d'eau (53) est relié par au moins une canalisation à au moins un dispositif de surveillance (54) de la chaleur produite par ladite au moins une cellule élémentaire (4) de ladite pile à combustible, ledit au moins un dispositif de surveillance (54) permettant d'adapter un débit d'eau pulvérisée sur ladite au moins une cellule élémentaire (4) et permettant de mouiller une surface extérieure (55) de ladite au moins une cellule élémentaire (4). 13. Drone according to any one of claims 11 to 12, characterized in that said at least one recovery member of water (53) is connected by at least one pipe to at least one monitoring device (54) for the heat produced by said least one elementary cell (4) of said fuel cell, said at least one monitoring device (54) for adapting a flow of water sprayed onto said at least one elementary cell (4) and for wetting an outer surface (55) of said least one elementary cell (4). 14. Drone selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que ledit drone (10) comporte au moins un dispositif de gestion (56) d'un débit de carburant envoyé à ladite au moins une cellule élémentaire (4), ledit au moins un dispositif de gestion (56) permettant de faire varier une intensité du courant électrique en sortie de ladite pile à combustible de manière à piloter un régime de rotation dudit au moins un moteur électrique (1, 11) en fonction dudit débit de carburant, ledit au moins un dispositif de gestion (56) étant agencé en aval dudit réservoir (3) et en amont de ladite au moins une cellule élémentaire (4) de ladite pile à combustible. 14. Drone according to any one of claims 1 to 13, characterized in that said drone (10) comprises at least one device managing (56) a fuel flow rate sent to said at least one elementary cell (4), said at least one management device (56) allowing to vary an intensity of the electric current in output of said fuel cell so as to drive a rotating said at least one electric motor (1, 11) according to said fuel flow rate, said at least one management device (56) being arranged downstream of said reservoir (3) and upstream of said at least one elementary cell (4) of said fuel cell.
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11434014B2 (en) * 2018-10-10 2022-09-06 Imagine Aero Inc. Aircraft spars with integrated power cells, and associated systems and methods
CN110203406B (en) * 2019-05-15 2021-06-04 中国科学院深圳先进技术研究院 Unmanned aerial vehicle and portable power equipment
DE102019126287B3 (en) * 2019-09-30 2021-01-14 Airbus Defence and Space GmbH Fluid tank for integration into a structure of an unmanned aerial vehicle
WO2022066390A1 (en) * 2020-09-03 2022-03-31 Aerial Response Solutions, Llc ("Ars") Airframe and motor assembly for an unmanned aircraft

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4349771B2 (en) * 2000-04-03 2009-10-21 エアロヴァイロンメント インコーポレイテッド Liquid hydrogen stratosphere aircraft
US6908702B2 (en) * 2002-05-03 2005-06-21 Ion America Corporation Fuel cell for airship power generation and heating
DE102004058430B4 (en) * 2004-12-03 2010-07-29 Airbus Deutschland Gmbh Power supply system for an aircraft, aircraft and method for powering an aircraft
ES2746980T3 (en) * 2014-01-30 2020-03-09 Boeing Co Unmanned aerial vehicle
GB2537935B (en) * 2015-05-01 2021-02-24 Intelligent Energy Ltd Aerial vehicle
JP6640729B2 (en) * 2015-07-06 2020-02-05 エスゼット ディージェイアイ テクノロジー カンパニー リミテッドＳｚ Ｄｊｉ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｃｏ．，Ｌｔｄ System and method for UAV fuel cells
JP2017114186A (en) * 2015-12-22 2017-06-29 株式会社プロドローン Multi-copter
KR101757442B1 (en) * 2016-02-22 2017-07-12 하이리움산업(주) Fuel Cell Power-pack for Multi-copter
CN106516114A (en) * 2016-12-13 2017-03-22 广东合即得能源科技有限公司 Fixed-wing unmanned aerial vehicle used for insecticide spraying and method for insecticide spraying

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