EP3007788A1 - Dispositif de lancement pour aéronef commandé à distance - Google Patents

Dispositif de lancement pour aéronef commandé à distance

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Publication number
EP3007788A1
EP3007788A1 EP14728993.8A EP14728993A EP3007788A1 EP 3007788 A1 EP3007788 A1 EP 3007788A1 EP 14728993 A EP14728993 A EP 14728993A EP 3007788 A1 EP3007788 A1 EP 3007788A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
carriage
drone
spring
rail
springs
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP14728993.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Luc CARPENTIER
Thierry Gauthier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales SA filed Critical Thales SA
Publication of EP3007788A1 publication Critical patent/EP3007788A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • A63H27/14—Starting or launching devices for toy aircraft; Arrangements on toy aircraft for starting or launching
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/70—Launching or landing using catapults, tracks or rails
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms

Definitions

  • the present invention relates to the field of launching devices for remote-controlled aircraft commonly known as drones. More specifically, it relates to a device for the flight of small drones generally dedicated to observation missions.
  • UAVs also known as UAVs for the acronym for Anglo-Saxon
  • Unmanned Aerial Vehicle allow to carry a payload destined to missions civil vocation or military, of surveillance, intelligence, fight or transport. Smaller flying machines, cheaper and simpler to implement than an aircraft carrying a pilot, the drones are booming. We can categorize drones by their size, their altitude or their endurance, their carrying capacity, or even their stealth. Particularly known are the categories of mini-drones and micro-drones intended primarily for observation missions of very small size (typically less than 4 meters wingspan) and limited weight (typically less than 25kg). The lightest of these can be easily transported by an operator, and launched by it according to the needs of the mission. Several launching means are envisaged. In a simple implementation, the launch is directly done by hand by the operator. In other implementations, the impetus required for flight is given by a catapult elastic device of the harpoon type, by a compressed air device, or by means of pyrotechnic substances.
  • the launcher must firstly deliver a pulse high enough to communicate a speed adapted to the flight of the aircraft, but also sufficiently limited to not affect the operation of embedded systems (such as positioning systems (GPS ), inertial unit (IMU).
  • embedded systems such as positioning systems (GPS ), inertial unit (IMU).
  • GPS positioning systems
  • IMU inertial unit
  • the launcher device must also have a high compactness and a limited mass to be easily transported by the operator of the drone. Its installation must be fast, it must also allow the launch of the drone in a precise trajectory and in a small space.
  • the general idea of the present invention is based on the implementation of a spring mechanism having a substantially constant restoring force over a large portion of its elongation stroke. Such a mechanism makes it possible to optimize the speed communicated to the drone on a launch ramp of limited length, while ensuring to respect a compatible initial acceleration of the mechanical strength of the drone and its components.
  • the invention relates to a device for launching a drone, comprising a rail extending along a longitudinal axis and a carriage, movable on the rail, which can support and launch a drone by acceleration of the carriage between a loading position and an end position.
  • the device further comprises a spring mechanism configured to exert on the carriage a restoring force along the substantially constant longitudinal axis between the two positions.
  • the restoring force has a maximum deviation of less than 10% of a nominal value, over a used stroke of the spring mechanism, beyond a minimum elongation value representing less than 10% of the stroke used.
  • the spring mechanism comprises at least one winding spring around a hub, one end of the winding spring being connected to the carriage, the restoring force exerted on the carriage being generated by winding the spring around the hub.
  • the device comprises triggering means, able to hold the carriage in the loading position by counteracting the restoring force due to at least one winding spring, to allow a drone to be positioned on the carriage, and able to release the trolley for launching the drone.
  • the device comprises damping means, the carriage in the end position being held against the damping means by the restoring force exerted by the at least one spring, the damping means being configured to decelerate the carriage near the end position.
  • the damping means comprise a set of washer springs, arranged against a set of stops; the carriage coming to crush the set of springs washers at the end of the race.
  • the hub is movable in rotation with respect to the rail.
  • the carriage is movable in translation on the rail by means of plain bearings.
  • the bearings and the rail will advantageously be covered with a Teflon coating.
  • the spring mechanism comprises two winding springs around two hubs, the two winding springs being arranged back-to-back, the axes of rotation of the hubs of each of the springs being parallel in pairs and perpendicular to the axis longitudinal.
  • the device comprises a manual arming mechanism for moving the carriage from its end position to its loading position.
  • the device comprises two handles allowing an operator to hold the device and a drone deposited on the truck and proceed to launch the drone.
  • the invention also relates to a system consisting of the launcher previously described, a drone and a control station, for example for observation missions.
  • the invention relates to a method of launching a drone by an operator by means of a device having the characteristics described above, characterized in that the operator maintains, at the time of launch, the device transversely; the longitudinal axis of the device being substantially parallel to the two shoulders of the operator.
  • FIG. 1 illustrates a method of manually launching a drone according to the state of the art
  • FIG. 2 represents an example of a drone for which the launcher according to the present invention is intended
  • FIGS. 3a and 3b illustrate the interest of a constant acceleration launcher
  • FIGS. 4a and 4b illustrate the principle of a coil spring
  • FIGS. 5a and 5b show a first embodiment of a drone launch device according to the invention
  • FIGS. 6a, 6b and 6c show a second embodiment of a drone launch device according to the invention.
  • Figure 1 illustrates a method of manually launching a drone.
  • an operator 1 manually performs the launch of a drone 2 by communicating to it the highest possible speed.
  • the difficulties of such an approach are easily understood.
  • a very small drone requires a precise gesture delicate to achieve repeatedly.
  • the drone to be thrown has a mass greater than a few kilograms, it proves difficult to launch it with sufficient force.
  • the human factor is also a source of dispersion, not all operators have the same ability to reproduce the gesture to launch.
  • FIG. 2 represents an exemplary drone for which the launcher according to the present invention is intended.
  • the drone 2 shown in FIGS. 1 and 2 as an example is a drone dedicated to observation missions.
  • the drone 2 comprises a set of aerodynamic control surfaces 3 and propulsion means, here a propeller 4.
  • the drone embeds a set of equipment among which generally a positioning system of the GPS type, a central station. attitude, also known by its acronym AHRS for Attitude and Heading Reference System, to determine the attitude of the drone, a drone control unit, a camera device (infra-red and / or visible), or a system allowing the exchange of data with a remote operator (flight control, destination, data exchange video type digital, etc.).
  • AHRS Attitude and Heading Reference System
  • an autopilot function activated by the operator before launching commands the ignition of the engine when the drone has acquired a predetermined speed. If the operator fails to communicate to the drone enough speed, the engine is not turned on and the launch fails. Note also that some embedded equipment is sensitive to accelerations of the drone, this is particularly the case of the central attitude that can not guarantee its measurement when the drone undergoes too much acceleration. If the launch acceleration is too strong, the autopilot function can not correct the trajectory of the drone at launch. It is therefore necessary on the one hand to communicate to the drone a sufficiently high speed, and secondly to contain the maximum acceleration, while minimizing as much as possible the length of the launching ramp.
  • This type of observation drone represented in FIG. 2 is generally of small size (typically a span less than 1 m), and of limited mass (typically less than 2.5 kg).
  • We also know much larger drones for example drones flying at high altitude and high endurance, commonly called by the Anglo-Saxon acronym HALE for High Altitude Long Endurance, which can reach a mass of several hundred kilograms for a span of several meters.
  • the invention is primarily concerned with the small drone transported by the operator to the mission site. However, this can not be a limitation of the present invention, the launch device according to the invention can be applied according to the same principle to any type of drone.
  • Figures 3a and 3b are intended to illustrate the interest of a constant acceleration launcher.
  • the two graphical representations 3a and 3b show the changes in speed and acceleration over time, obtained by calculation in the case of a standard elastic launcher (FIG. 3a) and in the case of a launcher constant acceleration (Figure 3b).
  • a target speed of 10 m / s under stress of a maximum acceleration close to 10 g is reached over a length of 50 cm assuming the constant acceleration, while it is reached over a length close to 1 meter ( length of elastic elongation of 2 meters) in the case of a standard stiffness elastic.
  • FIG. 4a and 4b illustrate the principle of a coil spring.
  • the present invention implements a winding spring 10 consisting of a metal strip 1 1, for example stainless steel, wound on itself.
  • This spring produced by the winding of the metal strip 1 1 on a coil exerts an almost constant force to resist unwinding.
  • the advantage of the coil spring in comparison with a traditional wire spring 12 lies in the fact that the exercise of an almost constant force during the entire extension, or stroke 14, with a initial elongation 13 short achieves the desired load on a short extension but with a large expansion capacity.
  • FIGS. 5a and 5b show a first embodiment of a drone launch device according to the invention.
  • the device 20 comprises a rail 21 extending along a longitudinal axis 22 and a carriage 23 movable on the rail 21.
  • the purpose of the carriage 23 is to receive the drone 2 to be launched, bearing it essentially by gravity, and to launch it by accelerating the carriage 23 between a loading position 24 and an end position of 25.
  • the two positions 24 and 25 are shown in Figure 5a and show respectively the extreme right position of the carriage on the rail and the extreme left position of the carriage on the rail.
  • Figures 5a and 5b show the carriage 23 in the end position 25.
  • the device 20 further comprises a spring mechanism 26 configured to exert on the carriage 23 a restoring force along the substantially constant longitudinal axis 22 between the two positions 24 and 25.
  • the spring mechanism 25 comprises a hub 27 and a winding spring 28 connected on the one hand to the carriage 24, and on the other hand wound around the hub 26, the restoring force exerted on the carriage 23 being generated by winding the spring 28 around the hub 27, the spring 28 having of a stroke at least equal to the stroke of the carriage 24.
  • the spring mechanism 26 comprises a coil spring 28 around a hub 27, one end of the coil spring 28 being connected to the carriage 23.
  • the hub 27 is rotatable relative to the rail 21. Alternatively, the hub can be fixed, even if the friction control is in this case a priori more delicate.
  • the spring 28 is made of a metal strip that can be extended under the rail and parallel thereto.
  • the hub and the spring portion 28 wound thereon are disposed near the end position of the carriage.
  • the hub 26 is rotatable with respect to the rail about an axis substantially perpendicular to the longitudinal axis 22.
  • the hub is for example connected to two lateral extensions 29 and 30 of the rail 21 by means of a link rotation, made for example by mechanical bearings.
  • FIGs 6a and 6b show a second embodiment of a drone launch device according to the invention.
  • This device 40 comprises a number of components identical to the first embodiment. For these components, the same references correspond to the same components described for the first embodiment.
  • this second device 40 comprises a rail 21 extending along a longitudinal axis 22 and a carriage 23 mobile on the rail 21, able to support and launch a drone by acceleration of the carriage 23 between the loading position 24 and the end position of travel 25.
  • Figure 6a shows the carriage 23 in the loading position 24.
  • the spring mechanism here comprises two winding springs 45 and 46 arranged around two hubs 43 and 44. As shown in FIG. 6c exploded, the two winding springs 45 and 46 are arranged back to back. Logically, the axes of rotation 51 and 52 of the hubs 43 and 44 are parallel in pairs and perpendicular to the longitudinal axis 22. The metal strips extend out of their respective hubs parallel to the rail. In a possible implementation of the invention, the metal strips of the two springs are in contact over a portion of their length, and in particular by their end connected to the carriage. The two metal strips in contact can be connected to the carriage by this portion by means of a common attachment.
  • This configuration with two back-to-back spring mechanisms is particularly advantageous because it makes it possible to compensate the stresses and parasitic moments generated by the springs outside the longitudinal axis.
  • the return force of a single spring can not be perfectly aligned on the longitudinal axis, it results in efforts and / or unwanted couples outside this axis.
  • This architecture makes it possible, by arranging the back-to-back springs, to compensate for these unwanted forces and torques which are a source of friction, of lesser efficiency, and of premature wear of the device.
  • the launching device comprises triggering means 60, able to hold the carriage 23 in the loading position 24 by counteracting the restoring force of the winding spring or springs, to enable a drone to be positioned on the 23, and able to release the carriage for the launch of the drone.
  • triggering means 60 able to hold the carriage 23 in the loading position 24 by counteracting the restoring force of the winding spring or springs, to enable a drone to be positioned on the 23, and able to release the carriage for the launch of the drone.
  • a mechanical trigger system as shown in FIGS. 5a, 6a and 6b is typically considered. Any other device for holding and triggering known, mechanical or otherwise, is also contemplated by the invention.
  • the launching device also comprises damping means 62 configured to decelerate the carriage 23 near the end position 25.
  • the carriage in the end position is held against these damping means 62 by the restoring force exerted by the spring or springs.
  • the damping means 62 advantageously comprise a set of washer springs, commonly known as Belleville springs, or Belleville washers, arranged against a set of stops 61. It is envisaged to have several stacks of Belleville washers against the stop assembly 61. Alternatively, helical springs arranged against the set of stops 61 may also be implemented.
  • the damping means 62 are secured to the rail near the end position 25 of the carriage 23.
  • the set of springs is then arranged against the set of stops 61 means of amortization.
  • the damping means comprise a set of stops fixed to the rail near the end of travel position, and a set of springs disposed on the carriage; the carriage that crushes the set of springs, type Belleville washers or coil springs, against the set of stops.
  • This embodiment of the helical spring damping means is in no way limiting of the present invention and any other damping means is also contemplated by the present invention. It may be for example a pneumatic or hydraulic damper.
  • the damping device can also accommodate a wear marker or a usage meter.
  • the device also includes an arming mechanism for moving the carriage from its end position to its loading position, and thereby arming the launcher.
  • a mechanical means (handle) for gripping the carriage and manual arming is envisaged for small power implementations. For achievements more important, it is also envisaged a mechanical system with or without reduction to pull the truck by counteracting the spring restoring force.
  • the rail 21 is provided with plain bearings, for example Teflon to limit the friction related to the translation of the carriage on the rail, while representing a limited mass.
  • plain bearings for example Teflon to limit the friction related to the translation of the carriage on the rail, while representing a limited mass.
  • bearings using other known technologies may be chosen.
  • the device is intended in particular for the launch of small drone.
  • a portable launching device is envisaged by an operator.
  • the device comprises two handles 70 and 71 allowing an operator to hold the device and a drone deposited on the truck and proceed to launch the drone.
  • the invention also relates to a system consisting of a device having the previously described characteristics of a drone and a control station.
  • the invention also relates to a method for launching a drone by an operator by means of a device having the characteristics described above, characterized in that the operator maintains, at the time of launch, the device transversely .
  • the operator carries the device by its two handles, facing him, and so that the longitudinal axis is parallel to an axis passing through the two shoulders of the operator.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Vibration Dampers (AREA)

Abstract

L'invention porte sur un dispositif destiné au lancement d'un drone, comprenant un rail (21) s'étendant selon un axe longitudinal (22) et un chariot (23), mobile sur le rail (21), pouvant supporter et lancer un drone par accélération du chariot (23) entre une position de chargement et une position de fin de course, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un mécanisme à ressort (41) configuré pour exercer sur le chariot (23) une force de rappel selon l'axe longitudinal (22) sensiblement constante entre les deux positions. Le mécanisme à ressort (41) comprend au moins un ressort à enroulement autour d'un moyeu, une extrémité du ressort à enroulement étant reliée au chariot (23), la force de rappel exercée sur le chariot étant générée par enroulement du ressort autour du moyeu.

Description

Dispositif de lancement pour aéronef commandé à distance
La présente invention concerne le domaine des dispositifs de lancement pour aéronef commandé à distance communément appelé drone. Plus précisemment, elle porte sur un dispositif pour la mise en vol de drones de petites dimensions généralement dédiés à des missions d'observations.
Les drones, aussi dénommés UAV pour l'acronyme anglo-saxon
Unmanned Aerial Vehicle, permettent d'emporter une charge utile destinée à des missions à vocation civile ou militaire, de surveillance, de renseignement, de combat ou de transport. Engins volant de taille réduite, moins chers et plus simples à mettre en œuvre qu'un aéronef embarquant un pilote, les drones connaissent un essor important. On peut catégoriser les drones par leur taille, leur altitude ou leur endurance, leur capacité d'emport, ou encore leur caractère furtif. On connaît en particulier les catégories des mini-drones et micro-drones destinés essentiellement à des missions d'observations de taille très réduite (typiquement d'envergure inférieure à 4 mètres) et de poids limité (typiquement inférieur à 25kg). Les plus légers de ces derniers peuvent être aisément transportés par un opérateur, et lancés par celui-ci en fonction des besoins de la mission. Plusieurs moyens de lancement sont envisagés. Dans une mise en œuvre simple, le lancer est directement réalisé à la main par l'opérateur. Dans d'autres mises en œuvre, l'impulsion nécessaire à la mise en vol est donnée par un dispositif catapulte à élastique du type fusil à harpon, par un dispositif à air comprimé, ou encore au moyen de substances pyrotechniques.
Ces diverses techniques connues de lancement de drone de petite à moyenne taille ne couvrent pourtant pas tous les besoins opérationnels. Il est désirable de disposer d'un lanceur adapté aux nombreuses exigences de son utilisation pratique. En effet, le lanceur doit d'une part délivrer une impulsion suffisamment élevée pour communiquer une vitesse adaptée à l'envol de l'appareil, mais également suffisamment limitée pour ne pas nuire au fonctionnement des systèmes embarqués (tels que systèmes de positionnement (GPS), centrale inertielle (IMU)). Le dispositif lanceur doit également présenter une compacité élevée et une masse limitée pour être facilement transporté par l'opérateur du drone. Son installation doit être rapide, il doit également permettre le lancement du drone selon une trajectoire précise et dans un espace restreint. L'idée générale de la présente invention repose sur la mise en œuvre d'un mécanisme à ressort présentant une force de rappel sensiblement constante sur une large portion de sa course d'élongation. Un tel mécanisme permet d'optimiser la vitesse communiquée au drone sur une rampe de lancement de longueur limitée, tout en s'assurant de respecter une accélération initiale compatible de la tenue mécanique du drone et de ses composants.
A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif destiné au lancement d'un drone, comprenant un rail s'étendant selon un axe longitudinal et un chariot, mobile sur le rail, pouvant supporter et lancer un drone par accélération du chariot entre une position de chargement et une position de fin de course. Le dispositif comprend en outre un mécanisme à ressort configuré pour exercer sur le chariot une force de rappel selon l'axe longitudinal sensiblement constante entre les deux positions.
Avantageusement, la force de rappel présente un écart maximal inférieur à 10% d'une valeur nominale, sur une course utilisée du mécanisme à ressort, au-delà d'une valeur d'élongation minimale représentant moins de 10% de la course utilisée.
Avantageusement, le mécanisme à ressort comprend au moins un ressort à enroulement autour d'un moyeu, une extrémité du ressort à enroulement étant reliée au chariot, la force de rappel exercée sur le chariot étant générée par enroulement du ressort autour du moyeu.
Avantageusement, le dispositif comprend des moyens de déclenchement, aptes à maintenir le chariot dans la position de chargement en contrant la force de rappel due au moins à un ressort à enroulement, pour permettre de positionner un drone sur le chariot, et aptes à libérer le chariot pour le lancement du drone.
Avantageusement le dispositif comprend des moyens d'amortissement, le chariot en position de fin de course étant maintenu contre les moyens d'amortissement par la force de rappel exercée par le au moins un ressort, les moyens d'amortissement étant configurés pour décélérer le chariot à proximité de la position de fin de course. Avantageusement, les moyens d'amortissement comprennent un ensemble de ressorts rondelles, disposés contre un ensemble de butées; le chariot venant écraser l'ensemble de ressorts rondelles en fin de course.
Avantageusement, le moyeu est mobile en rotation par rapport au rail. Avantageusement, le chariot est mobile en translation sur le rail au moyen de paliers lisses. Les paliers et le rail seront avantageusement recouverts d'un revêtement en téflon.
Avantageusement, le mécanisme à ressort comprend deux ressorts à enroulement autour de deux moyeux, les deux ressorts à enroulement étant disposés dos-à-dos, les axes de rotation des moyeux de chacun des ressorts étant parallèles deux à deux et perpendiculaires avec l'axe longitudinal.
Avantageusement, le dispositif comprend un mécanisme d'armement manuel pour déplacer le chariot de sa position de fin de course à sa position de chargement.
Avantageusement, le dispositif comprend deux poignées permettant à un opérateur de tenir le dispositif et un drone déposé sur le chariot et procéder au lancement du drone.
L'invention porte également sur un système constitué du dispositif de lancement précédemment décrit, d'un drone et d'une station de contrôle, par exemple destiné à des missions d'observations.
L'invention porte enfin sur un procédé de lancement d'un drone par un opérateur au moyen d'un dispositif ayant les caractéristiques précédemment décrites, caractérisé en ce que l'opérateur maintient, au moment du lancement, le dispositif de manière transversale ; l'axe longitudinal du dispositif étant sensiblement parallèle aux deux épaules de l'opérateur.
L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée des modes de réalisation donnés à titre d'exemple sur les figures suivantes.
La figure 1 illustre une méthode de lancement manuel d'un drone selon l'état connu de la technique,
la figure 2 représente un exemple de drone pour lequel est destiné le dispositif de lancement selon la présente invention, les figures 3a et 3b illustrent l'intérêt d'un lanceur à accélération à constante,
les figures 4a et 4b illustrent le principe d'un ressort à enroulement, les figures 5a et 5b représentent un premier mode de réalisation d'un dispositif de lancement de drone selon l'invention,
les figures 6a, 6b et 6c représentent un second mode de réalisation d'un dispositif de lancement de drone selon l'invention.
Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures.
La figure 1 illustre une méthode de lancement manuel d'un drone. Dans cette méthode connue, un opérateur 1 procède manuellement au lancement d'un drone 2 en lui communiquant une vitesse la plus élevée possible. On comprend aisément les difficultés d'une telle approche. Un drone de très petite taille nécessite un geste précis délicat à réaliser de manière répétable. A l'inverse, dès lors que le drone à lancer présente une masse supérieure à quelques kilogrammes, il s'avère difficile de le lancer avec suffisamment de force. En condition de stress, ou encore lorsque l'environnement disponible pour le lancement par l'opérateur est restreint ou qu'une trajectoire de lancer précise est nécessaire, on constate un taux d'échec important de lancement. Le facteur humain est également une source de dispersion, tous les opérateurs n'ayant pas la même faculté à reproduire le geste de lancer.
La figure 2 représente un exemple de drone pour lequel est destiné le dispositif de lancement selon la présente invention. Le drone 2 représenté sur les figures 1 et 2 à titre d'exemple est un drone dédié à des missions d'observation. D'une manière connue, le drone 2 comporte un ensemble de gouvernes aérodynamiques 3 et des moyens de propulsion, ici une hélice 4. Le drone embarque un ensemble d'équipements parmi lesquels généralement un système de positionnement de type GPS, une centrale d'attitude, aussi connue par son acronyme anglo-saxon AHRS pour Attitude and Heading Référence System, permettant de déterminer l'attitude du drone, une unité de pilotage du drone, un dispositif caméra (infra-rouge et/ou visible), ou encore un système permettant l'échange de données avec un opérateur à distance (commande de vol, destination, échange de données numériques de type vidéo, etc .). Dans un fonctionnement connu, une fonction autopilot activée par l'opérateur avant le lancement commande l'allumage du moteur dès lors que le drone a acquis une vitesse prédéterminée. Si l'opérateur ne parvient pas à communiquer au drone une vitesse suffisante, le moteur n'est pas allumé et le lancement échoue. Notons également que certains équipements embarqués sont sensibles aux accélérations du drone, c'est notamment le cas de la centrale d'attitude qui ne peut garantir sa mesure dès lors que le drone subit une trop forte accélération. Si l'accélération au lancement est trop forte, la fonction autopilote ne peut corriger la trajectoire du drone au moment du lancement. Il convient donc d'une part de communiquer au drone une vitesse suffisamment élevée, et d'autre part de contenir l'accélération maximale, tout en minimisant autant que possible la longueur de la rampe de lancement.
Ce type de drone d'observation représenté en figure 2 est généralement de petite taille (typiquement une envergure inférieure à 1 m), et de masse limitée (typiquement inférieure à 2.5kg). On connaît aussi des drones beaucoup plus importants, par exemple les drones volant à haute altitude et de grande endurance, communément appelés par l'acronyme anglo-saxon HALE pour High Altitude Long Endurance, qui peuvent atteindre une masse de plusieurs centaines de kilogrammes pour une envergure de plusieurs mètres. L'invention s'intéresse en premier lieu au drone de petite taille transporté par l'opérateur sur les lieux de la mission. Cela ne saurait toutefois constituer une limitation à la présente invention, le dispositif de lancement selon l'invention pouvant être appliqué selon le même principe à tout type de drone.
Les figures 3a et 3b ont pour but d'illustrer l'intérêt d'un lanceur à accélération à constante. Sur les deux représentations graphiques 3a et 3b sont représentées les évolutions de la vitesse et de l'accélération au cours du temps, obtenues par calcul dans le cas d'un lanceur à élastique standard (figure 3a) et dans le cas d'un lanceur à accélération constante (figure 3b).
Dans les deux cas, on cherche à atteindre la vitesse de 10m/s en limitant l'accélération à une valeur proche de 10g. Dans le premier cas, le calcul dispose pour hypothèse d'une rampe de lancement de longueur égale à un mètre, et d'un élastique dont la raideur est définie pour rester inférieure à 10g sur une longueur de deux mètres (on imagine l'élastique replié sur lui- même sur la longueur de la rampe). Dans le second cas, le calcul dispose pour hypothèse d'une rampe de lancement de longueur égale à 50 cm, et d'une accélération supposée constante et proche de la valeur de 10g. Autrement dit, une vitesse cible de 10 m/s sous contrainte d'une accélération maximale proche de 10g, est atteinte sur une longueur de 50cm en supposant l'accélération constante, tandis qu'elle est atteinte sur une longueur proche de 1 mètre (longueur d'élongation élastique de 2 mètres) dans le cas d'un élastique de raideur standard. Ceci est d'autant plus vrai qu'il conviendra avec un élastique de considérer des marges d'erreur plus importantes liées à ses variations de caractéristiques.
Les figures 4a et 4b illustrent le principe d'un ressort à enroulement. La présente invention met en œuvre un ressort à enroulement 10 constitué d'une bande métallique 1 1 , par exemple en acier inoxydable, enroulée sur elle-même. Ce ressort fabriqué par l'enroulement de la bande métallique 1 1 sur une bobine exerce une force quasiment constante pour résister au déroulage. Comme représenté sur la figure 4b, l'avantage du ressort à enroulement en comparaison d'un ressort à fil traditionnel 12 réside dans le fait que l'exercice d'une force quasi constante durant toute l'extension, ou course 14, avec une élongation initiale 13 courte permet d'atteindre la charge souhaitée sur une courte extension mais avec une grande capacité d'extension.
Dans un mode de réalisation préféré est mis en œuvre un ressort à force constante dont la force de rappel présente un écart maximal inférieur à 10% de sa valeur nominale, sur une course utilisée 14 du mécanisme à ressort, au-delà d'une valeur d'élongation minimale 13 représentant moins de 10% de la course utilisée 14. Les figures 5a et 5b représentent un premier mode de réalisation d'un dispositif de lancement de drone selon l'invention. Le dispositif 20 comprend un rail 21 s'étendant selon un axe longitudinal 22 et un chariot 23 mobile sur le rail 21 . Le chariot 23 a pour but de recevoir le drone 2 à lancer, en le supportant essentiellement par gravité, et de le lancer par accélération du chariot 23 entre une position de chargement 24 et une position de fin de course 25. Les deux positions 24 et 25 sont représentées sur la figure 5a et représentent respectivement la position extrême droite du chariot sur le rail et la position extrême gauche du chariot sur le rail. Les figures 5a et 5b représentent le chariot 23 en position de fin de course 25.
Le dispositif 20 comprend en outre un mécanisme à ressort 26 configuré pour exercer sur le chariot 23 une force de rappel selon l'axe longitudinal 22 sensiblement constante entre les deux positions 24 et 25. Avantageusement, le mécanisme à ressort 25 comprend un moyeu 27 et un ressort à enroulement 28 relié d'une part au chariot 24, et d'autre part enroulé autour du moyeu 26, la force de rappel exercée sur le chariot 23 étant générée par enroulement du ressort 28 autour du moyeu 27, le ressort 28 disposant d'une course au moins égale à la course du chariot 24. Autrement dit, le mécanisme à ressort 26 comprend un ressort à enroulement 28 autour d'un moyeu 27, une extrémité du ressort à enroulement 28 étant reliée au chariot 23. Avantageusement, le moyeu 27 est mobile en rotation par rapport au rail 21 . Alternativement, le moyeu peut être fixe, même si la maîtrise des frottements est dans ce cas a priori plus délicate.
Dans ce mode de réalisation, le ressort 28 est constitué d'une bande métallique pouvant être étendue sous le rail et parallèlement à celui-ci. Logiquement, le moyeu et la portion de ressort 28 enroulée sur celui-ci, sont disposés à proximité de la position de fin de course du chariot. Avantageusement, le moyeu 26 est mobile en rotation par rapport au rail autour d'un axe sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal 22. Le moyeu est par exemple relié à deux extensions latérales 29 et 30 du rail 21 au moyen d'une liaison de rotation, réalisée par exemple par des roulements mécaniques.
Les figures 6a et 6b représentent un second mode de réalisation d'un dispositif de lancement de drone selon l'invention. Ce dispositif 40 comprend un certain nombre de composants identiques au premier mode de réalisation. Pour ces composants, les mêmes repères correspondent aux mêmes composants décrits pour le premier mode de réalisation. Ainsi, ce second dispositif 40 comprend un rail 21 s'étendant selon un axe longitudinal 22 et un chariot 23 mobile sur le rail 21 , pouvant supporter et lancer un drone par accélération du chariot 23 entre la position de chargement 24 et la position de fin de course 25. La figure 6a représente le chariot 23 en position de chargement 24.
A la différence du premier mode de réalisation, le mécanisme à ressort comprend ici deux ressorts à enroulement 45 et 46 disposés autour de deux moyeux 43 et 44. Comme représenté sur la figure 6c en éclaté, les deux ressorts à enroulement 45 et 46 sont disposés dos-à-dos. Logiquement, les axes de rotation 51 et 52 des moyeux 43 et 44 sont parallèles deux à deux et perpendiculaires à l'axe longitudinal 22. Les bandes métalliques s'étendent hors de leurs moyeux respectifs de manière parallèle sous le rail. Dans une mise en œuvre possible de l'invention, les bandes métalliques des deux ressorts sont en contact sur une portion de leur longueur, et notamment par leur extrémité reliée au chariot. Les deux bandes métalliques en contact peuvent être reliées au chariot par cette portion au moyen d'une fixation commune. Cette configuration à deux mécanismes à ressort dos-à-dos est particulièrement avantageuse car elle permet de compenser les efforts et les couples parasites générés par les ressorts en dehors de l'axe longitudinal. Autrement dit, la force de rappel d'un ressort unique ne peut être parfaitement alignée sur l'axe longitudinal, il en résulte des efforts et/ou des couples non voulus en dehors de cet axe. Cette architecture permet, en disposant les ressorts dos-à-dos, de compenser ces efforts et couples non voulus qui sont une source de frottement, de moindre efficacité, et d'usure prématurée du dispositif. Dans les deux modes de réalisation représentés sur les figures 5a, 5b,
6a, 6b et 6c, le dispositif de lancement comprend des moyens de déclenchement 60, aptes à maintenir le chariot 23 dans la position de chargement 24 en contrant la force de rappel du ou des ressorts à enroulement, pour permettre de positionner un drone sur le chariot 23, et aptes à libérer le chariot pour le lancement du drone. On pense typiquement à un système de gâchette mécanique comme représenté sur les figures 5a, 6a et 6b. Tout autre dispositif de maintien et de déclenchement connus, mécanique ou non, étant également envisagé par l'invention.
Pour interrompre la course du chariot en fin de course, le dispositif de lancement comprend également des moyens d'amortissement 62 configurés pour décélérer le chariot 23 à proximité de la position de fin de course 25. Le chariot en position de fin de course étant maintenu contre ces moyens d'amortissement 62 par la force de rappel exercée par le ou les ressorts. Pour limiter la force de l'impact du chariot contre cet ensemble de butées, et éviter une usure prématurée du chariot ou des butées, les moyens d'amortissement 62 comprennent avantageusement un ensemble de ressorts rondelles, communément appelés ressorts Belleville, ou rondelles Belleville, disposés contre un ensemble de butées 61 . Il est envisagé de disposer plusieurs empilements de rondelles Belleville contre l'ensemble de butée 61 . Alternativement, des ressorts hélicoïdaux, disposés contre l'ensemble de butées 61 pourront également être mis en œuvre. Pour ces deux modes de réalisation, les moyens d'amortissement 62 sont solidaires du rail à proximité de la position de fin de course 25 du chariot 23. L'ensemble de ressorts est alors disposé contre l'ensemble de butées 61 des moyens d'amortissement. Dans une mise en œuvre alternative de l'invention, il est envisagé de disposer l'ensemble de ressorts sur le chariot 23, de manière à ce que les ressorts viennent s'écraser contre l'ensemble de butées lorsque le chariot est en position de fin de course. Autrement dit, dans cette mise en œuvre, les moyens d'amortissement comprennent un ensemble de butées fixé au rail à proximité de la position de fin de course, et un ensemble de ressorts disposé sur le chariot ; le chariot venant écraser l'ensemble de ressorts, de type rondelles Belleville ou ressorts hélicoïdaux, contre l'ensemble de butées.
Le chariot 23 en position de fin de course 25 vient écraser l'ensemble de ressorts hélicoïdaux. Ce mode de réalisation des moyens d'amortissement par ressorts hélicoïdaux n'est nullement limitatif de la présente invention et tout autre moyen d'amortissement est également envisagé par la présente invention. Il peut s'agir par exemple d'un amortisseur pneumatique ou hydraulique. Le dispositif d'amortissement peut également accueillir un marqueur d'usure ou un compteur d'utilisation.
Le dispositif comprend également un mécanisme d'armement pour déplacer le chariot de sa position de fin de course à sa position de chargement, et ainsi armer le dispositif de lancement. Un moyen mécanique (poignée) permettant la préhension du chariot et l'armement manuel est envisagé pour des réalisations de petite puissance. Pour des réalisations plus importantes, on envisage également un système mécanique avec ou sans démultiplication permettant de tracter le chariot en contrant la force de rappel du ressort.
Dans un mode de réalisation privilégié, le rail 21 est muni de paliers lisses, par exemple en Téflon permettant de limiter les frottements liés à la translation du chariot sur le rail, tout en représentant une masse limitée. Pour des réalisations de taille plus importante, des paliers utilisant d'autres technologies connues peuvent être choisis.
Comme nous l'avons précisé, le dispositif est destiné notamment au lancement de drone de petite taille. Pour ces drones d'envergure et de masse limitées, on envisage un dispositif de lancement portable par un opérateur. A cet effet, le dispositif comprend deux poignées 70 et 71 permettant à un opérateur de tenir le dispositif et un drone déposé sur le chariot et de procéder au lancement du drone.
L'invention porte également sur un système constitué d'un dispositif ayant les caractéristiques précédemment décrites, d'un drone et d'une station de contrôle.
Enfin, l'invention porte aussi sur un procédé de lancement d'un drone par un opérateur au moyen d'un dispositif ayant les caractéristiques précédemment décrites, caractérisé en ce que l'opérateur maintient, au moment du lancement, le dispositif de manière transversale. Dans cette posture, l'opérateur porte le dispositif par ses deux poignées, face à lui, et de manière à ce que l'axe longitudinal soit parallèle à un axe passant par les deux épaules de l'opérateur.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Dispositif destiné au lancement d'un drone (2), comprenant un rail (21 ) s'étendant selon un axe longitudinal (22) et un chariot (23), mobile sur le rail (21 ), pouvant supporter et lancer un drone (2) par accélération du chariot (23) entre une position de chargement (24) et une position de fin de course (25),
caractérisé en ce qu'il comprend en outre un mécanisme à ressort (26; 41 ) comprenant au moins un ressort à enroulement (28 ; 45 ; 46), configuré pour exercer sur le chariot (23) une force de rappel selon l'axe longitudinal (22) sensiblement constante entre les deux positions (24, 25).
2. Dispositif selon la revendication 1 , dont la force de rappel présente un écart maximal inférieur à 10% d'une valeur nominale, sur une course utilisée (14) du mécanisme à ressort (16 ; 41 ), au-delà d'une valeur d'élongation minimale (13) représentant moins de 10% de la course utilisée (14).
3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, dont le mécanisme à ressort (26 ; 41 ) comprend au moins un ressort à enroulement (28; 45; 46) autour d'un moyeu (27; 43, 44), une extrémité du ressort à enroulement (28; 45; 46) étant reliée au chariot (23), la force de rappel exercée sur le chariot (23) étant générée par enroulement du ressort (28; 45; 46) autour du moyeu (27; 43; 44).
4. Dispositif selon la revendication 3, comprenant des moyens de déclenchement (60), aptes à maintenir le chariot (23) dans la position de chargement en contrant la force de rappel due au moins à un ressort à enroulement (28; 45; 46), pour permettre de positionner un drone (2) sur le chariot (23), et aptes à libérer le chariot (23) pour le lancement du drone (2).
5. Dispositif selon la revendication 3 ou 4, comprenant des moyens d'amortissement (62), le chariot (23) en position de fin de course (25) étant maintenu contre les moyens d'amortissement (62) par la force de rappel exercée par le au moins un ressort (28; 45; 46), les moyens d'amortissement (62) étant configurés pour décélérer le chariot (23) à proximité de la position de fin de course (25).
6. Dispositif selon la revendication 5, dont les moyens d'amortissement (62) comprennent un ensemble de ressorts rondelles, disposés contre un ensemble de butées (61 ) ; le chariot (23) venant écraser l'ensemble de ressorts rondelles en fin de course.
7. Dispositif selon la revendication 5, dont les moyens d'amortissement comprennent un ensemble de butées fixé au rail (21 ) à proximité de la position de fin de course (25), et un ensemble de ressorts rondelles disposé sur le chariot (23); le chariot (23) venant écraser l'ensemble de ressorts rondelles contre l'ensemble de butées en fin de course.
8. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dont le moyeu (27 ; 43, 44) est mobile en rotation par rapport au rail (21 ).
9. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le chariot (23) est mobile en translation sur le rail (21 ) au moyen de paliers lisses.
10. Dispositif selon l'une des revendications 3 à 9, dont le mécanisme à ressort (41 ) comprend deux ressorts à enroulement (45, 46) autour de deux moyeux (43, 44), les deux ressorts à enroulement (45, 46) étant disposés dos-à-dos, les axes de rotation (51 , 52) des moyeux (43, 44) de chacun des ressorts (45, 46) étant paralallèles deux à deux et perpendiculaires avec l'axe longitudinal (22).
1 1 . Dispositif selon l'une des revendications précédentes, comprenant un mécanisme d'armement manuel pour déplacer le chariot (23) de sa position de fin de course (25) à sa position de chargement (24).
12. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, comprenant deux poignées (70, 71 ) permettant à un opérateur de tenir le dispositif et un drone (2) déposé sur le chariot (23) et de procéder au lancement du drone (2).
13. Système comprenant un dispositif selon l'une des revendications précédentes, un drone et une station de contrôle.
14. Procédé de lancement d'un drone par un opérateur au moyen d'un dispositif selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que l'opérateur maintient, au moment du lancement, le dispositif de manière transversale ; l'axe longitudinal du dispositif étant sensiblement parallèle aux deux épaules de l'opérateur.
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