EP3230161A1 - Vehicule aerien leger sans equipage a decollage vertical - Google Patents

Vehicule aerien leger sans equipage a decollage vertical

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Publication number
EP3230161A1
EP3230161A1 EP15808600.9A EP15808600A EP3230161A1 EP 3230161 A1 EP3230161 A1 EP 3230161A1 EP 15808600 A EP15808600 A EP 15808600A EP 3230161 A1 EP3230161 A1 EP 3230161A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wing
drone
axis
vehicle
air vehicle
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Withdrawn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
EP15808600.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Pascal Morin
Olivier GASTE
Duc-Kien PHUNG
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.)
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Universite Pierre et Marie Curie Paris 6
Original Assignee
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Universite Pierre et Marie Curie Paris 6
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 Centre National de la Recherche Scientifique CNRS, Universite Pierre et Marie Curie Paris 6 filed Critical Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Publication of EP3230161A1 publication Critical patent/EP3230161A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/385—Variable incidence wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/20—Vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B64U30/14—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep detachable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the disclosure concerns unmanned light air vehicles, commonly known as UAVs, with vertical take-off. More specifically, the disclosure relates to so-called “convertible" UAVs that are adapted to efficiently perform both hover and fast flight between two destinations.
  • the disclosure relates in particular to a convertible UAV which combines, due to its non-complex structure, satisfactory energy autonomy and good handling.
  • phase transition in the rest of the text
  • tilt-rotor Other convertible vehicles known as "tilt-rotor” include wings rigidly connected to their frame, and equipped at their end with a rotor adapted to pivot about the axis of the wing.
  • the rotor is oriented vertically, upwards.
  • the rotor rotates 90 ° in order to move towards the front of the aircraft, like an airplane.
  • the lift then exerted by the wings in Fast flight reduces the energy consumption of the "tilt-rotor” type of vehicle.
  • These vehicles type “tilt-rotor” however have many disadvantages.
  • the propulsion system of a "tilt-rotor” is technically more complex to implement than that of a traditional rotary-wing drone, given the addition of wings and especially the implementation rotation mechanisms of the rotors at the end of each of them.
  • the addition of these elements contributes in particular to increase the total mass of the vehicle type "tilt-rotor", and therefore its energy consumption.
  • the wing oriented horizontally during the takeoff phase of the vehicle type "tilt-rotor” is in the wake of the rotor. Part of the thrust force exerted by the rotor is dissipated by interference with the wing, further aggravating the energy balance of the "tilt-rotor".
  • tilt-wing implements orientable wings relative to its frame.
  • the propulsion rotors are rigidly connected to each wing of the tilt-wing and it is therefore the rigid assembly formed by its wings and its rotors which pivots relative to its frame.
  • the tilt-wing can address some of the difficulties posed by tilt-rotors, limiting pivot-type joints at the junction between the frame and the wings, and reducing the apparent surface of the wings in the wake of the rotors in the takeoff phase, the tilt-wing nevertheless has many major technical disadvantages.
  • the high angle of attack of the wings during the phase transition can cause the stall of the vehicle type "Tilt-wing", which significantly reduces its stability.
  • the tilt-wing can be particularly difficult to maneuver in the take-off phase, taking into account the significant wind gain of its wings.
  • the rigid attachment of the tilt-wing rotors on its wings limits its maneuverability and more specifically, its ability to adopt easily, and regardless of the orientation of its rotors (and the orientation of the thrust force which in follows), a configuration allowing it to maximize the flight envelope of its wings and thus, to minimize its energy consumption.
  • the proposed technique does not have these disadvantages of the prior art. More particularly, in at least one embodiment, the proposed technique relates to a light unmanned aerial vehicle with vertical takeoff comprising at least two fixed coplanar propulsion devices and at least one wing providing lift of the aerial vehicle.
  • the coplanar propulsion devices and the wing are each arranged on the frame of the aerial vehicle such that the plane of the wing profile rope is substantially parallel to the plane defined by the two coplanar propulsion devices.
  • This vehicle is characterized in that the wing is pivotally movable relative to the frame, along an axis parallel to the pitch axis of the aerial vehicle.
  • the term "fixed” as used in the description qualifies a complete mechanical connection which leaves no degree of freedom.
  • the term “armature” designates the assembly formed by the structural elements of the air vehicle.
  • profile cord refers to the line separating the center of curvature from the leading edge of the trailing edge wing.
  • the presence of one or more swivel wings allows the air vehicle to reduce its energy consumption while increasing its autonomy, without affecting its vertical takeoff and landing capabilities. Indeed, such an air vehicle can easily adopt, and regardless of the orientation of its propulsion devices (and the orientation of the thrust force that results), a configuration allowing its wing to benefit from the lift which can be offered by an airflow present during the various phases of takeoff, flight or landing of the vehicle.
  • the independent pivoting of the wing of the vehicle also has the advantage of allowing the latter to adopt configurations with a satisfactory flight stability, for example by minimizing wind uptake of the wing during vertical flight phases.
  • the rapid variations in the lift of the wing, generated by its changes of inclination, also have a direct influence on the movements made by the vehicle and thus increase the maneuverability of the latter.
  • Such a vehicle also has the advantage of having a limited technical complexity, which makes it easier to produce, use and maintain.
  • At least one wing of the vehicle is arranged outside the area of discharge of air by the propulsion devices.
  • This particular arrangement of the wing thus makes it possible to avoid disturbing the flow of air necessary for the mobility of the vehicle, and thus to optimize the effective thrust force of the propulsion devices.
  • the air vehicle comprises four coplanar propulsion devices.
  • At least one coplanar propulsion device is in the form of a rotor and a bearing surface rotating about the axis of the rotor.
  • Such a propulsion device has a low technical complexity while allowing the reversal of the direction of rotation of the bearing surface.
  • Such an inversion of the direction of rotation is notably implemented in the context of the control of the quadrotors.
  • At least one wing is movable between at least two positions:
  • This characteristic makes it possible to adapt the orientation of the wing so as to optimize its lift and / or its other mechanical properties (its penetration into the air for example).
  • the orientation of at least one wing relative to the armature is a function of at least one flight parameter of the aerial vehicle.
  • the orientation of the wing is adaptable, autonomously (without user intervention), the flight conditions and the speed of flight of the vehicle.
  • the flight parameters of the vehicle include the flight speed of the drone and the inclination of the wing.
  • wing tilt refers to the angular separation of the wing string line from the roll axis of the overhead vehicle.
  • the air vehicle comprises a device for measuring the speed of the air at the level of the vehicle.
  • Such a device for measuring the speed of the air may for example comprise an anemometer and / or a pitot tube.
  • the air vehicle comprises an actuator adapted to apply on the wing a control torque in the opposite direction to the torque generated by the aerodynamic forces.
  • an actuator has the advantage of making it possible to vary the inclination of the wing passively or in other words, without the need to implement a device for measuring the speed of the vehicle.
  • the air vehicle comprises at least two wings.
  • the wings are arranged symmetrically on the armature, on either side of a plane parallel to the pitch axis, said plane comprising the center of gravity of the aerial vehicle.
  • Such a symmetrical arrangement of the wings makes it possible to generate high pitching torques and to improve the stability of the hovering vehicle.
  • the addition of the wings does not move the center of gravity of the frame of the vehicle. A repositioning of its payload is therefore not necessary.
  • Such wings can therefore be easily adapted to a quadrotor structure which originally does not include a wing.
  • the movement of the wings around their pivot axis is symmetrical with respect to the vertical.
  • This feature allows the vehicle to directly reverse its direction of movement, without having to perform a yaw rotation of 180 °.
  • At least one wing comprises a plurality of parts that are pivotally movable relative to one another along an axis parallel to the pitch axis of the aerial vehicle.
  • At least one wing is removably arranged on the armature.
  • the proposed technique also relates to a method for controlling the orientation of an air vehicle wing, characterized in that it comprises at least one step of controlling a wing orientation as a function of minus one flight parameter of the air vehicle.
  • this control method includes a step of measuring the speed of the air at the level of the vehicle and / or the ground.
  • this control method comprises a step of implementing a variable-gain spring-damping controller.
  • This feature has the advantage of allowing to vary the inclination of the wing passively or in other words without requiring the implementation of a step of measuring the speed of the vehicle.
  • Figure 1 illustrates, in a perspective view, a drone according to a particular embodiment of the disclosure
  • Figure 2 illustrates, in a sectional view A-A, the front portion in a section B-B of a drone according to a particular embodiment of the disclosure
  • Figure 3 illustrates, in a side view, a wing of demon according to a particular embodiment of the disclosure
  • FIG. 4 illustrates, in a side view, a wing of a drone according to a particular embodiment of the disclosure
  • FIG. 5 is a diagram illustrating the successive steps implemented when conducting a control method of a drone according to a particular embodiment of the disclosure
  • FIG. 6 is a diagram illustrating the successive steps implemented when conducting a control method of a drone according to a particular embodiment of the disclosure
  • Figure 7 illustrates, in a side view, a drone wing according to a particular embodiment of the disclosure
  • FIG. 8 illustrates the balancing principle between the aerodynamic moment and the moment of gravity as implemented according to the present technique
  • Fig. 9 shows the principle of modifying the angle of attack by moving a mass as proposed herein;
  • Figure 10 shows a particular mode of actuation of the moving mass according to the present.
  • the proposed technique relates to a vertical, convertible, unmanned light air vehicle that includes at least two coplanar propulsion devices rigidly connected to its armature.
  • the frame (or body) of this vehicle called “tilt-body” type, is oriented in a horizontal plane when the vehicle is hovering, and in a more or less inclined plane (variation of the attitude of the vehicle ) when the vehicle is in the fast flying phase. It is therefore the orientation of the assembly formed by the frame of the vehicle and its propulsion devices, which varies during the phase transition of the vehicle.
  • Such a vehicle also comprises at least one wing ensuring its lift, and therefore reducing the energy consumption of the vehicle in rapid flight.
  • This wing is pivotally movable relative to the frame, along an axis parallel to the pitch axis of the drone.
  • Such a pivoting of the wing regardless of the frame and the propulsion devices, allows the vehicle to easily adopt a configuration that allows it to optimize the lift of its wings and thus, to minimize its energy consumption.
  • Such a vehicle thus has a satisfactory energy autonomy and maneuverability.
  • the disclosure thus relates to a vertical take-off unmanned aerial vehicle that includes at least two fixed coplanar propulsion devices and at least one wing providing lift to the drone.
  • the coplanar propulsion devices and the wing are each arranged on the armature of the drone so that the plane of the wing profile cord is substantially parallel to the plane defined by the two coplanar propulsion devices.
  • the wing is pivotally movable relative to the frame, along an axis parallel to the pitch axis of the vehicle.
  • the disclosure also relates to a method of controlling such a vehicle that includes a step of controlling the orientation of the wing, which implements at least one flight parameter of the drone.
  • the vehicle is for example in the form of a drone equipped with four coplanar rotors (quadrirotor), which comprises two removable wings arranged symmetrically relative to each other at the front and rear of the drone.
  • the orientation of these wings is a function of at least one flight parameter of the drone, and is movable between at least two positions in which the profile chord planes of these wings are respectively oriented in vertical and horizontal planes.
  • one of the wings may comprise a plurality of moving parts relative to each other, pivoting about an axis parallel to the pitch axis of the drone.
  • the proposed vehicle has the advantage of reducing the energy consumption of the vehicle while increasing its autonomy, without affecting its vertical takeoff and landing capabilities.
  • the presence of one or more pivoting wings, located beyond the air discharge zone by the propulsion devices on the one hand avoids disrupting the flow of air necessary for mobility of the vehicle and on the other hand to benefit, if necessary, the lift that can be offered by a flow of ambient air, such as naturally occurring air currents at the time of the various phases of take-off, flight or flight. landing of the vehicle.
  • FIG. 1 is a perspective view of a light unmanned aerial vehicle, or drone (1).
  • the entire structure is arranged around the hull (2) of the drone, and more specifically, the center of gravity (G) of the drone located in the center of this hull (2).
  • G center of gravity
  • the Z axis corresponds to the yaw axis of the drone (1). This Z axis is substantially perpendicular to the ground when the drone (1) is hovering. Z extends from the lower (lower) part to the upper (upper) part of the drone (1).
  • the X axis corresponds to the rolling axis of the drone (1) and extends from the rear to the front of the drone (1).
  • the Y axis corresponds to the pitch axis of the drone (1) and extends from the left to the right of the drone (1).
  • distal and proximal respectively denote elements or parts of elements located at or near the center (G).
  • the hull (2) has a parallelepipedal shape of center (G).
  • This hull (2) comprises at each of its four corners a support arm (4) which extends in a substantially coplanar distal direction.
  • Each of these support arms (4) comprises on its upper face and near its distal end a rotor (5) whose axis (5a) is oriented in a direction parallel to the Z axis.
  • a bearing surface (6 ) comprising a plurality of helices and arranged pivotally about the axis (5a) of the rotor (5), in a plane substantially perpendicular to the Z axis.
  • the assembly consisting of the rotor (5) and the bearing surface (6) forms a propulsion device (7).
  • Each propulsion device is operated by the through a processing unit located in the hull (2) of the drone (1).
  • Each of the distal ends of the support arms (4) is secured to a connecting bar (8), which extends in a direction substantially parallel to the axis X.
  • the four connecting bars (8) are secured in pairs at their proximal end, by means of two reinforcement bars (9).
  • a wing (3) and a wing (3) are respectively arranged at the front and rear of the drone (1), on either side of the hull (2).
  • These wings (3) extend in directions parallel to the pitch axis Y between the distal ends of the connecting bars (8).
  • a pivot connection about a pivot axis is provided between each end of the wings (3) and the connecting bars (8).
  • the wings (3) are oriented around the pivot axis so that the profile cord plane of each of these wings is substantially parallel to the plane defined by the propulsion devices (7).
  • the profile rope plane is formed by the profile rope line (Le) and the wing pivot axis.
  • the deflection of the wings (3) around their pivot axis is symmetrical with respect to the vertical, which allows the drone (1) to directly reverse its direction of movement, without having to perform a yaw rotation of 180 °.
  • An orientation control device (such as a servomotor) mounted between the distal end of the reinforcing bar (9) and the pivot axis of a wing (3) enables the servo-control of the orientation of the the wing (3) to a determined value.
  • the orientation control device is itself controlled by the UAV processing unit. According to another embodiment of the disclosure, this servocontrol can be performed via other types of actuation, in direct mounting or remote (via a transmission).
  • the armature (10) of the drone corresponds to the assembly formed by the hull (2), the support arms (4), the tie bars (8) and the reinforcement bars (9) of the drone (1). 5.3. Variations of the orientation of a wing of a drone according to a particular embodiment of the disclosure
  • FIG. 3 illustrates in greater detail the possible variations of the orientation of a wing (3) of a drone (1).
  • the wing (3) is represented in a profile view which corresponds to a plane parallel to the median plane of the drone (1), perpendicular to the pivot axis of the wing (3) in one pivot point (P).
  • the wing (3) is considered in the context of a direct terrestrial reference (P; X '; Y'; Z ') centered in (P).
  • the X 'and Y' axes are parallel to the ground.
  • the Y 'and Y axes are parallel to each other.
  • the Z 'axis is perpendicular to the ground.
  • the attitude of the drone then corresponds to the angle formed between the X and X 'axes.
  • the inclination of the wing (3) corresponds to the angular spacing of the rope line (Le) with respect to the axis X.
  • the angle of attack (a) of the wing (3) corresponds at the angle formed between the direction of the air and the line of profile (Le). Assuming that the direction of the air is parallel to the axis X ', especially in fast flight, it is deduced that the angle of attack (a) corresponds to the angle formed between the line of rope (The) of the wing (3) and the axis X '.
  • the drone (1) moves in a direction parallel to the Z 'axis.
  • the optimum angle of attack value (a) then depends on two constraints acting along perpendicular directions, namely:
  • the respective values of the stresses resulting from the action of the forces (FrZ) and (Fv) on the wing (3) therefore vary inversely proportionally.
  • the optimum value of the inclination of the wing therefore corresponds to an inclination value for which the stress corresponding to the resultant of the sum of the forces (FrZ) and (Fv) has a minimum value.
  • the wings (3) are able to be disengaged with respect to the armature (10) of the drone so as to passively adapt their orientation according to the constraints exerted on them.
  • the drone (1) moves in a direction parallel to the axis X '.
  • the optimum angle of attack value then depends only on a single stress which is associated with the air resistance force (FrX) to the horizontal displacement of the drone (1), directed along the axis X '.
  • the values of angles of attack making it possible to maximize the energy autonomy of the drone are then close to 0 °.
  • the pivoting of the wings (3) relative to the rest of the drone (1) thus increases the lift of the wings, and therefore improve the energy autonomy of the drone, during all phases of flight and independently of the plate of the latter and the orientation of its rotors.
  • the variations of the angles of attack of the wings also give the drone (1) a better maneuverability, the fast changes of bearing having a direct influence on the movements carried out by the drone.
  • the user has the opportunity to vary the angle of attack of the wings for maneuverability, then taking the lead on tilt control methods wings to reduce energy consumption.
  • one and the same wing (3) comprises a plurality of parts (4a, 4b) pivotally movable relative to one another along an axis parallel to the axis of Y pitch of the drone.
  • the decoupling of these different parts of the same wing (3) then significantly improves the handling of the drone (1), including its rollability.
  • the off-centering of the pivot axis (which passes through point P in FIG. 3) causes the wing to tilt naturally against the wind, the latter creating a torque which tends to reduce the angle of attack to a value of zero balance. Because of the torque generated by the force of gravity (which applies to the center of mass G in Figure 8), this equilibrium value may be different from zero.
  • this equilibrium value will result from the equilibrium between the torque generated by the aerodynamic forces and the torque generated by the gravity forces. It is advantageous to locate the center of mass behind the pivot axis (P), in order to create a positive angle of attack (close to 90 °) for small values of air velocity; this angle of attack then tends to be reduced naturally when the speed of the air increases, and thus to ensure a greater lift of the wing.
  • the wing of a moving mass system is merged in a particular embodiment.
  • Such a system makes it possible to modify the position of the center of mass (point G) and thus, according to the principle recalled above and illustrated in FIG. 9, to control the value of the angle of attack in a simple and effective manner: the moving mass, moving perpendicular to the pivot axis, makes it possible to modify the center of mass in a sim- ple manner, whatever the flow of air (ie whatever the speed of the air).
  • FIG. 10 A particular embodiment of this moving mass system is shown in Figure 10.
  • the movable mass located between two rails, slides along a worm.
  • An actuator makes it possible to control the rotation of the worm, and thus to control the position of the moving mass.
  • This system has the advantage of being transparent from an energetic point of view in established flight: no energy is necessary to maintain the moving mass at a fixed position, because the mass does not move alone, the worm ensuring a maintenance of the position of the mass. It is therefore particularly interesting from the point of view of the present, which precisely aims to allow increased stability and a limitation of energy consumption. 5.4.
  • Method of controlling the orientation of a drone wing according to a particular embodiment of the disclosure
  • Figures 5 and 6 illustrate various methods of controlling the orientation of a wing of a drone, according to embodiments of the disclosure, for obtaining an efficient flight from an energy point of view, and which offers good wind resistance properties.
  • Such methods are for example obtained using the methods available in the state of the art on rotary wing for the calculation of energy consumption, as well as the conventional methods of aerodynamic lift and drag specific to the propellers and wings. From this knowledge of the "optimal" inclination of the wing, the problem is to define control methods to enslave the tilt of the wing at this optimum inclination.
  • the control methods implement at least one flight parameter of the drone.
  • the flight parameters of the drone include the flight speed of the drone and the angular inclination of the wing relative to the armature (10) of the drone.
  • a control method makes it possible to vary the inclination of the wing as a function of the speed of the air.
  • the drone (1) is equipped with sensors of the anemometer type or pitot tube for measuring the air speed at the drone (1)
  • the direct measurement of the air speed (11) and the model of Optimal inclination of the wings as a function of the air speed gives directly the optimum inclination to reach (12).
  • the orientation control device allows the control of the inclination of the wing to the optimum value. If the optimum inclination is expressed relative to a terrestrial reference (eg (P; X ';Y'; Z ')) (14), it can be re-expressed with respect to the armature (10) of the drone using the estimation of the attitude of the drone (15), which is also necessary for steering the craft.
  • a terrestrial reference eg (P; X ';Y'; Z ')
  • a control method makes it possible to control the inclination of the wing as a function of the torque exerted by the air on the wing.
  • Such a method does not require speed measurement.
  • This approach is usable when no speed sensor is available, or when the aerological conditions make that the air speed can not be satisfactorily estimated.
  • the principle of this method is based on the implementation of a spring-damper (or Proportional Derivative) type controller. with variable earnings.
  • a control torque in the opposite direction to the torque generated by the aerodynamic forces is applied firstly via an actuator.
  • This torque zero when the wing is pointing upward, increases when the wing tilts horizontally.
  • the two pairs compensate each other, to give the equilibrium inclination (16) (see right part of Figure 7). So that this equilibrium is stable, it is advisable to add in the corrector a term of control in speed of inclination of the wing (one thus obtains a controller of the type "Proportional-Derivative", of type damping spring).
  • the gains of the corrector determine the inclination of equilibrium.

Landscapes

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Abstract

La divulgation se rapporte ainsi à un véhicule aérien (1) léger sans équipage à décollage vertical qui comprend au moins deux dispositifs de propulsion (7) coplanaires fixes et au moins une aile (3) assurant la portance du drone (1). Les dispositifs de propulsion coplanaires (7) et l'aile (3) sont chacun agencés sur l'armature (10) du drone (1) de manière à ce que le plan de la corde de profil de l'aile (3) soit sensiblement parallèle au plan défini par les deux dispositifs de propulsion coplanaires (7). L'aile (3) est mobile en pivotement par rapport à l'armature (10), selon un axe parallèle à l'axe de tangage du drone (1). La divulgation se rapporte également à une méthode de contrôle d'un véhicule aérien léger (1) sans équipage, tel que celui décrit ci-dessus, qui comprend une étape de contrôle de l'orientation de l'aile (3), qui met en oeuvre au moins un paramètre de vol du drone (1).

Description

VÉHICULE AÉRIEN LÉGER SANS ÉQUIPAGE À DÉCOLLAGE VERTICAL
1. Domaine
La divulgation concerne les véhicules aériens légers sans équipage, communément appelés drones, à décollage vertical. Plus précisément, la divulgation concerne les drones dits « convertibles » qui sont adaptés pour effectuer efficacement à la fois du vol stationnaire et du vol rapide entre deux destinations.
La divulgation concerne notamment un drone convertible qui allie, de part sa structure non complexe, une autonomie énergétique et une maniabilité satisfaisantes.
2. Art antérieur
Les drones à décollage et atterrissage verticaux, et notamment les quadrirotors, sont devenus omniprésents dans le monde des mini-drones. Leur principal intérêt réside dans la grande simplicité de leur conception, en comparaison avec la structure de type hélicoptère qui a longtemps prévalu dans ce domaine. Ces drones présentent cependant l'inconvénient de ne disposer que d'une faible autonomie énergétique, compte tenu notamment de leur faible portance en vol rapide, en comparaison avec les aéronefs à voilure fixe de type avion.
Parallèlement, dans le domaine des véhicules aériens avec pilote, des recherches visent à rendre des véhicules à décollage vertical « convertibles », en augmentant leur portance en vol rapide par l'ajout d'une ou de plusieurs ailes. A ce titre, certains aéronefs dits de type « tail-sitter », décollent à la verticale, basculent à l'horizontale en phase de vol rapide, puis reprennent une position verticale pour atterrir. Le basculement de l'aéronef lors de la transition entre la phase de vol stationnaire et la phase de vol rapide (nommé « transition de phase » dans la suite du texte) tend cependant à déséquilibrer l'appareil et à le rendre plus difficile à manœuvrer.
D'autres véhicules convertibles dits de type « tilt-rotor » comprennent des ailes rigidement liées à leur armature, et équipées à leur extrémité d'un rotor apte à pivoter autour de l'axe de l'aile. Lors de la phase de décollage, le rotor est orienté à la verticale, vers le haut. Lors de la transition de phase, le rotor pivote de 90° afin de s'orienter vers l'avant de l'appareil, à la manière d'un avion. La portance alors exercée par les ailes en vol rapide permet de réduire la consommation énergétique du véhicule de type « tilt- rotor ». Ces véhicules de type « tilt-rotor » présentent cependant de nombreux inconvénients. En premier lieu, le système de propulsion d'un « tilt-rotor » est techniquement plus complexe à mettre en œuvre que celui d'un drone à voilure tournante traditionnel, compte tenu de l'ajout des ailes et surtout de la mise en œuvre de mécanismes de rotation des rotors à l'extrémité de chacune d'elles. L'ajout de ces éléments contribue notamment à augmenter la masse totale du véhicule de type « tilt- rotor », et donc sa consommation énergétique. En deuxième lieu, l'aile orientée à l'horizontale lors de la phase de décollage du véhicule de type « tilt-rotor » se trouve dans le sillage du rotor. Une partie de l'effort de poussée exercé par le rotor est donc dissipée par interférence avec l'aile, aggravant plus encore le bilan énergétique du « tilt- rotor ». En troisième lieu, les variations rapides et importantes des forces aérodynamiques agissant sur la structure du drone, lors de la transition de phase, rendent le véhicule de type « tilt-rotor » plus instable et par conséquent, plus difficile à contrôler. Enfin, il convient de noter que les ailes du « tilt-rotor » sont rigidement liées à son armature. De ce fait, un changement de l'angle d'attaque des ailes n'est possible que par le biais d'une réorientation de l'ensemble du dispositif. Un tel agencement limite donc la maniabilité du véhicule de type « tilt-rotor » et plus précisément, sa capacité à adopter aisément, et indépendamment de l'orientation de son armature, une configuration lui permettant de maximiser l'enveloppe de vol (portance) de ses ailes et ainsi, de minimiser sa consommation énergétique.
Un autre type de véhicule convertible, dit « tilt-wing », met en œuvre des ailes orientables par rapport à son armature. Les rotors de propulsion sont rigidement liés à chacune des ailes du tilt-wing et c'est donc l'ensemble rigide formé par ses ailes et ses rotors qui pivote par rapport à son armature. Bien que le tilt-wing permette de répondre à certaines difficultés posées par les tilt-rotors, en limitant les articulations de type pivot à la jonction entre l'armature et les ailes, et en réduisant la surface apparente des ailes dans le sillage des rotors en phase de décollage, le tilt-wing présente néanmoins de nombreux inconvénients techniques majeurs. En premier lieu, l'angle d'attaque élevé des ailes lors de la transition de phase peut engendrer le décrochage du véhicule de type « tilt-wing », ce qui réduit significativement sa stabilité. En second lieu, le tilt-wing peut être particulièrement difficile à manœuvrer en phase de décollage, compte tenu de la prise au vent importante de ses ailes. Enfin, la fixation rigide des rotors du tilt-wing sur ses ailes limite sa maniabilité et plus précisément, sa capacité à adopter aisément, et indépendamment de l'orientation de ses rotors (et de l'orientation de l'effort de poussée qui en découle), une configuration lui permettant de maximiser l'enveloppe de vol de ses ailes et ainsi, de minimiser sa consommation énergétique.
Compte tenu des nombreux inconvénients techniques inhérents à la mise en œuvre des véhicules de types « tilt-rotor » et « tilt-wing » ; tels que leur importante consommation énergétique, leur complexité technique, leur instabilité en vol stationnaire et/ou lors de leur transition de phase, et leur maniabilité limitée ; il s'impose à l'évidence qu'un homme du métier cherchant à accroître l'autonomie énergétique et la maniabilité d'un drone à voilure tournante, tout en palliant les inconvénients techniques mentionnés ci-dessus, n'aurait pas été incité à s'inspirer de ces types particuliers de véhicules avec pilote convertibles, ces derniers présentant d'une part de nombreux préjugés techniques à dépasser et d'autres part des problématiques de mise en œuvre globalement éloignées de celles des mini drones (dont le poids, l'envergure et la source d'énergie sont des caractéristiques éloignées du poids, de l'envergure et de la source d'énergie d'un véhicule avec pilote).
3. Résumé
La technique proposée ne présente pas ces inconvénients de l'art antérieur. Plus particulièrement, dans au moins un mode de réalisation, la technique proposée se rapporte à un véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical comprenant au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires fixes et au moins une aile assurant la portance du véhicule aérien. Les dispositifs de propulsion coplanaires et l'aile sont chacun agencés sur l'armature du véhicule aérien tels que le plan de la corde de profil de l'aile est sensiblement parallèle au plan défini par les deux dispositifs de propulsion coplanaires. Ce véhicule est caractérisé en ce que l'aile est mobile en pivotement par rapport à l'armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage du véhicule aérien. Le terme « fixe » tel qu'utilisé dans la description qualifie une liaison mécanique complète qui ne laisse aucun degré de liberté. Le terme « armature » désigne l'ensemble formé par les éléments de structure du véhicule aérien. L'expression « corde de profil » désigne la ligne séparant le centre de courbure du bord d'attaque de l'aile du bord de fuite.
La présence d'une ou plusieurs ailes pivotantes permet ainsi au véhicule aérien de réduire sa consommation énergétique tout en augmentant son autonomie, et ce sans nuire à ses capacités de décollage et d'atterrissage en mode vertical. En effet, un tel véhicule aérien peut adopter aisément, et indépendamment de l'orientation de ses dispositifs de propulsion (et de l'orientation de l'effort de poussée qui en découle), une configuration permettant à son aile de bénéficier de la portance pouvant être offerte par un flux d'air présent au moment des différentes phases de décollage, de vol ou d'atterrissage du véhicule.
Le pivotement indépendant de l'aile du véhicule a également pour avantage de permettre à ce dernier d'adopter des configurations présentant une stabilité de vol satisfaisante, en minimisant par exemple la prise au vent de l'aile lors des phases de vol vertical. Les variations rapides de la portance de l'aile, engendrées par ses changements d'inclinaison, ont également une influence directe sur les mouvements effectués par le véhicule et permettent donc d'accroître la maniabilité de ce dernier.
Un tel véhicule a également pour avantage de présenter une complexité technique limitée, ce qui rend plus aisé sa production, son utilisation et sa maintenance.
Selon une caractéristique particulière, au moins une aile du véhicule est agencée en dehors de la zone de refoulement de l'air par les dispositifs de propulsion.
Cet agencement particulier de l'aile permet ainsi d'éviter de perturber le flux d'air nécessaire à la mobilité du véhicule, et ainsi d'optimiser l'effort effectif de poussée des dispositifs de propulsion.
Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend quatre dispositifs de propulsion coplanaires.
Un tel véhicule aérien a pour avantages de bénéficier d'une puissance de propulsion, d'une stabilité et d'une maniabilité satisfaisantes. Selon une caractéristique particulière, au moins un dispositif de propulsion coplanaire se présente sous la forme d'un rotor et d'une surface portante en rotation autour de l'axe du rotor.
Un tel dispositif de propulsion présente une faible complexité technique tout en permettant l'inversion du sens de rotation de la surface portante. Une telle inversion du sens de rotation est notamment mise en œuvre dans le cadre du contrôle des quadrirotors.
Selon une caractéristique particulière, au moins une aile est mobile entre au moins deux positions :
- une position dans laquelle la portance de l'aile est sans influence sur la dynamique de vol du véhicule ;
une position dans laquelle la portance de l'aile influe sur la dynamique de vol du véhicule.
Cette caractéristique permet d'adapter l'orientation de l'aile de manière à optimiser sa portance et/ou ses autres propriétés mécaniques (sa pénétration dans l'air par exemple).
Selon une caractéristique particulière, l'orientation d'au moins une aile par rapport à l'armature est fonction d'au moins un paramètre de vol du véhicule aérien.
L'orientation de l'aile est donc adaptable, de manière autonome (sans intervention d'un utilisateur), aux conditions de vol et à la vitesse de vol du véhicule. Les paramètres de vol du véhicule comprennent la vitesse de vol du drone et l'inclinaison de l'aile. L'expression « inclinaison de l'aile » désigne l'écartement angulaire de la ligne de corde de l'aile par rapport à l'axe de roulis du véhicule aérien.
Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend un dispositif de mesure de la vitesse de l'air au niveau du véhicule.
Un tel dispositif de mesure de la vitesse de l'air peut par exemple comprendre un anémomètre et/ou un tube de pitot.
Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend un actionneur apte à appliquer sur l'aile un couple de contrôle de sens opposé au couple engendré par les efforts aérodynamiques. Un tel actionneur présente l'avantage de permettre de faire varier l'inclinaison de l'aile de manière passive ou en d'autres termes, sans nécessiter la mise en œuvre d'un dispositif de mesure de la vitesse du véhicule.
Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend au moins deux ailes.
Selon une caractéristique particulière, les ailes sont agencées symétriquement sur l'armature, de part et d'autre d'un plan parallèle à l'axe de tangage, ledit plan comprenant le centre de gravité du véhicule aérien.
Un tel agencement symétrique des ailes permet de générer des couples de tangage importants et d'améliorer la stabilité du véhicule en vol stationnaire. De plus, l'ajout des ailes ne déplace pas le centre de gravité de l'armature du véhicule. Un repositionnement de sa charge utile n'est donc pas nécessaire. De telles ailes peuvent donc être aisément adaptées sur une structure de quadrirotor qui à l'origine ne comprend pas d'aile.
Selon une caractéristique particulière, le débattement des ailes autour de leur axe de pivot est symétrique par rapport à la verticale.
Cette caractéristique permet permet au véhicule d'inverser directement son sens de déplacement, sans avoir à effectuer une rotation de lacet de 180°.
Selon une caractéristique particulière, au moins une aile comprend une pluralité de parties mobiles en pivotement les unes par rapport aux autres selon un axe parallèle à l'axe de tangage du véhicule aérien.
Le découplage de ces différentes parties d'une même aile permet d'améliorer sensiblement la maniabilité du drone, et notamment son aptitude au roulis.
Selon une caractéristique particulière, au moins une aile est agencée de manière amovible sur l'armature.
Cette caractéristique permet de rendre la structure aisément évolutive. Il est ainsi possible de remplacer les ailes initialement agencées sur l'armature par des ailes différentes (en terme de profil ou de corde par exemple), sans impacter le reste de la structure, sachant que différents types d'ailes seront plus ou moins adaptés en fonction des conditions de vol, de la vitesse de vol, et de la charge utile embarquée. La technique proposée se rapporte également à une méthode de contrôle de l'orientation d'une aile du véhicule aérien, caractérisée en ce qu'elle com prend au moins une étape de contrôle d'une orientation d'une aile en fonction d'au moins un paramètre de vol d u véh icu le aérien.
Selon une caractéristique particulière, cette méthode de contrôle com prend une étape de mesure de la vitesse de l'air au niveau du véhicule et/ou au sol.
Selon une caractéristique particulière, cette méthode de contrôle com prend une étape de m ise en œuvre d'un contrôleur de type ressort-amortisseur à gains variables.
Cette caractéristique a pour avantage de permettre de faire varier l'inclinaison de l'aile de manière passive ou en d'autres termes, sans nécessiter la mise en œuvre d'une étape de mesure de la vitesse du véhicule.
4. Figures
D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un mode de réalisation particulier de la divulgation, donné à titre de simple exem ple illustratif et non limitatif, et des dessins annexés, parm i lesquels :
la figure 1 illustre, selon une vue en perspective, un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;
la figure 2 illustre, selon une vue en coupe A-A, la portion avant selon une coupe B-B d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;
la figure 3 illustre, selon une vue de profil, u ne aile de d rone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;
la figure 4 illustre, selon une vue de profil, une aile de drone selon u n mode de réalisation particulier de la divulgation ;
la figure 5 est un diagramme qui illustre les étapes successives mises en œuvre lors de la conduite d'une méthode de contrôle d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;
la figure 6 est un diagramme qui illustre les étapes successives mises en œuvre lors de la conduite d'une méthode de contrôle d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ; la figure 7 illustre, selon une vue de profil, une aile de drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;
la figure 8 illustre le principe d'équilibrage entre le moment aérodynamique et le moment de gravité tel que mis en œuvre selon la présente technique ;
la figure 9 présente le principe de la modification de l'angle d'attaque par déplacement d'une masse tel que proposé dans la présente ;
la figure 10 présente un mode particulier d'actionnement de la masse mobile selon la présente.
Les différents éléments illustrés par les figures ne sont pas nécessairement représentés à l'échelle réelle, l'accent étant davantage porté sur la représentation du fonctionnement général de la divulgation.
5. Description
5.1. Principe général
La technique proposée se rapporte à un véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical et convertible qui comprend au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires liés rigidement à son armature. L'armature (ou corps) de ce véhicule, dit de type « tilt-body », est orientée selon un plan horizontal lorsque le véhicule est en vol stationnaire, et selon un plan plus ou moins incliné (variation de l'assiette du véhicule) lorsque le véhicule est en phase de vol rapide. C'est donc l'orientation de l'ensemble formé par l'armature du véhicule et ses dispositifs de propulsion, qui varie au cours de la transition de phase du véhicule.
Un tel véhicule comprend également au moins une aile assurant sa portance, et permettant par conséquent de réduire la consommation énergétique du véhicule en vol rapide. Cette aile est mobile en pivotement par rapport à l'armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage du drone. Un tel pivotement de l'aile, indépendamment de l'armature et des dispositifs de propulsion, permet notamment au véhicule d'adopter aisément une configuration lui permettant d'optimiser la portance de ses ailes et ainsi, de minimiser sa consommation énergétique. Un tel véhicule présente donc une autonomie énergétique et une maniabilité satisfaisantes. D'une manière générale, la divulgation se rapporte ainsi à un véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical qui comprend au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires fixes et au moins une aile assurant la portance du drone. Les dispositifs de propulsion coplanaires et l'aile sont chacun agencés sur l'armature du drone de manière à ce que le plan de la corde de profil de l'aile soit sensiblement parallèle au plan défini par les deux dispositifs de propulsion coplanaires. L'aile est mobile en pivotement par rapport à l'armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage du véhicule.
La divulgation se rapporte également à une méthode de contrôle d'un tel véhicule qui comprend une étape de contrôle de l'orientation de l'aile, qui met en œuvre au moins un paramètre de vol du drone.
Le véhicule se présente par exemple sous la forme d'un drone équipé de quatre rotors coplanaires (quadrirotor), qui comprend deux ailes amovibles agencées symétriquement l'une par rapport à l'autre à l'avant et à l'arrière du drone. L'orientation de ces ailes est fonction d'au moins un paramètre de vol du drone, et est mobile entre au moins deux positions dans lesquelles les plans de corde de profil de ces ailes sont respectivement orientés selon des plans vertical et horizontal. Par ailleurs, une des ailes peut comprendre une pluralité de parties mobiles les unes par rapport aux autres, en pivotement autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage du drone.
Quels que soient les modes de réalisation, le véhicule proposé présente l'avantage de réduire la consommation énergétique du véhicule tout en augmentant son autonomie, et ce sans nuire à ses capacités de décollage et d'atterrissage en mode vertical. En effet, la présence d'une ou plusieurs ailes pivotantes, situées au-delà de la zone de refoulement de l'air par les dispositifs de propulsion permet d'une part d'éviter de perturber le flux d'air nécessaire à la mobilité du véhicule et d'autre part de bénéficier, le cas échéant, de la portance pouvant être offerte par un flux d'air ambiant, tel qu'un courant d'air naturellement présent au moment des différentes phases de décollage, de vol ou d'atterrissage du véhicule.
On présente par la suite un mode de réalisation particulier du véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical et convertible. Il est bien entendu que la portée de la présente n'est nullement limitée par ce mode de réalisation particulier et que d'autres modes de réalisation peuvent parfaitement être mis en œuvre.
5.2. Description de la structure d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation
La figure 1 illustre selon une vue en perspective un véhicule aérien léger sans équipage, ou drone (1). L'ensemble de la structure est agencé autour de la carène (2) du drone, et plus précisément, du centre de gravité (G) du drone localisé au centre de cette carène (2). Pour des raisons de clarté, l'ensemble de la description suivante prend pour référence un repère direct (G ; X ; Y ; Z) lié à l'armature (10) du drone et ayant pour centre le centre de gravité (G). L'axe Z correspond à l'axe de lacet du drone (1). Cet axe Z est sensiblement perpendiculaire au sol lorsque le drone (1) est en vol stationnaire. Z s'étend depuis la partie inférieure (basse) vers la partie supérieure (haute) du drone (1). L'axe X correspond à l'axe de roulis du drone (1) et s'étend depuis l'arrière vers l'avant du drone (1). L'axe Y correspond à l'axe de tangage du drone (1) et s'étend depuis la gauche vers la droite du drone (1). L'ensemble des constituants du drone (1), à l'exception des ailes (3), obéit à une double symétrie, par rapport au deux plans formés respectivement par les axes X et Z, et par les axes Y et Z. Les notions de parties supérieure, inférieure, avant, arrière, gauche, droite sont ici choisies arbitrairement pour les besoins de la description. De manière similaire, les termes « distal » et « proximal » qualifient respectivement des éléments ou parties d'éléments localisées à distance ou à proximité du centre (G).
Tel qu'illustré par les figures 1 et 2, la carène (2) présente une forme parallélépipédique de centre (G). Cette carène (2) comprend à chacun de ses quatre coins un bras de support (4) qui s'étend selon une direction distale sensiblement coplanaire. Chacun de ces bras de support (4) comprend sur sa face supérieure et à proximité de son extrémité distale un rotor (5) dont l'axe (5a) est orienté selon une direction parallèle à l'axe Z. Une surface portante (6) comprenant une pluralité d'hélices et agencée en pivotement autour de l'axe (5a) du rotor (5), selon un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe Z. L'ensemble constitué du rotor (5) et de la surface portante (6) forme un dispositif de propulsion (7). Chaque dispositif de propulsion est actionné par le biais d'une unité de traitement localisée dans la carène (2) du drone (1). Les variations du sens et de la vitesse de rotation des quatre rotors (5), les uns par rapport aux autres, permettent d'engendrer des mouvements de roulis, de lacet et de tangage du drone (1), selon un processus de contrôle connu de l'homme du métier. Chacune des extrémités distales des bras de support (4) est solidarisée à une barre de rattachement (8), qui s'étend selon une direction sensiblement parallèle à l'axe X. Les quatre barres de rattachement (8) sont solidarisées deux à deux, au niveau de leur extrémité proximale, par l'intermédiaire de deux barres de renfort (9). Une aile (3) et une aile (3) sont respectivement agencées à l'avant et à l'arrière du drone (1), de part et d'autre de la carène (2). Ces ailes (3) s'étendent selon des directions parallèles à l'axe de tangage Y entre les extrémités distales des barres de rattachement (8). Une liaison pivot autour d'un axe de pivot est assurée entre chaque extrémité des ailes (3) et les barres de rattachement (8). Les ailes (3) sont orientées autour de l'axe de pivot de manière à ce que le plan de corde de profil de chacune de ces ailes soit sensiblement parallèle au plan défini par les dispositifs de propulsion (7). Le plan de corde de profil est formé par la ligne de corde de profil (Le) et l'axe de pivot de l'aile.
Selon un mode de réalisation de la divulgation, le débattement des ailes (3) autour de leur axe de pivot est symétrique par rapport à la verticale, ce qui permet au drone (1) d'inverser directement son sens de déplacement, sans avoir à effectuer une rotation de lacet de 180°.
Un dispositif de contrôle d'orientation (tel qu'un servomoteur) monté entre l'extrémité distale de la barre de renfort (9) et l'axe de pivot d'une aile (3) permet l'asservissement de l'orientation de l'aile (3) à une valeur déterminée. Le dispositif de contrôle d'orientation est lui-même commandé par l'unité de traitement du drone. Selon un autre mode de réalisation de la divulgation, cet asservissement peut être effectué via d'autres types d'actionnement, en montage direct ou déporté (par l'intermédiaire d'une transmission).
L'armature (10) du drone correspond à l'ensemble formé par la carène (2), les bras de support (4), les barres de rattachement (8) et les barres de renfort (9) du drone (1). 5.3. Variations de l'orientation d'une aile d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation
La figure 3 illustre plus en détail les variations possibles de l'orientation d'une aile (3) d'un drone (1). Pour des raisons de clarté, l'aile (3) est représentée selon une vue de profil qui correspond à un plan parallèle au plan médian du drone (1), perpendiculaire à l'axe de pivot de l'aile (3) en un point de pivot (P). L'aile (3) est considérée dans le cadre d'un repère terrestre direct (P ; X' ; Y' ; Z') centré en (P). Les axes X' et Y' sont parallèles au sol. Les axes Y' et Y sont parallèles entre eux. L'axe Z' est perpendiculaire au sol. L'assiette du drone correspond alors à l'angle formé entre les axes X et X'. L'inclinaison de l'aile (3), correspond à l'écartement angulaire de la ligne de corde (Le) par rapport à l'axe X. L'angle d'attaque (a) de l'aile (3) correspond à l'angle formé entre la direction de l'air et la ligne de corde de profil (Le). En faisant l'hypothèse selon laquelle la direction de l'air est parallèle à l'axe X', notamment en vol rapide, on en déduit que l'angle d'attaque (a) correspond à l'angle formé entre la ligne de corde (Le) de l'aile (3) et l'axe X'.
Lorsqu'une aile (3) est placée dans un flux d'air, la résultante des forces aérodynamiques (Fa) s'applique en un point (Cp), dit « Centre de Pression » (voir la partie gauche de la Figure 3). Pour un profil symétrique, la localisation de ce point (Cp) varie peu en fonction de l'angle d'attaque (a). Il est situé le long de l'axe de symétrie à environ un quart de corde du bord d'attaque. Lorsque le point de pivot (P) de l'aile est situé en avant de ce point (Cp), la force aérodynamique (Fa) engendre un couple qui a tendance à aligner l'aile (3) face au vent. C'est le principe de la girouette. En d'autres termes, l'angle d'attaque (a) de l'aile (3) tend vers une valeur nulle quelque soient les conditions de vent. Cette valeur n'est pas satisfaisante en elle-même car un angle d'attaque nul donne une portance nulle, mais il se situe proche des valeurs d'angles d'attaque intéressants d'un point de vue énergétique (angles d'attaque (a) petits). Bien entendu, le principe précédemment présenté est valable pour l'ensemble de l'aile : lorsque l'axe de pivotement de l'aile est situé en avant de l'axe du point de pression (ou axe du centre de pression) (l'axe traversant le point Cp et parallèle à l'axe de pivotement), la force aérodynamique (Fa) engendre un couple qui a tendance à aligner l'aile (3) face au vent.
Dans le cadre de la phase de vol stationnaire, ou vol vertical, le drone (1) se déplace selon une direction parallèle à l'axe Z'. La valeur d'angle d'attaque (a) optimale dépend alors de deux contraintes s'exerçant selon des directions perpendiculaires à savoir :
• La contrainte associée à la force de résistance de l'air (FrZ) à l'ascension du drone (1), dirigée du haut vers le bas selon l'axe Z'. La valeur de cette contrainte varie en fonction de la vitesse d'ascension du drone et de la surface apparente de la partie supérieure de l'aile (3). La valeur de cette surface diminue lorsque l'inclinaison de l'aile varie de 0° à 90°, et inversement.
• La prise au vent de l'aile (3). Cette contrainte dont la force (Fv) correspondante est orientée selon un axe horizontal, est fonction de la vitesse du vent et de la surface de l'aile en prise au vent. La valeur de cette surface en prise au vent est fonction l'inclinaison de l'aile (3).
Les valeurs respectives des contraintes résultants de l'action des forces (FrZ) et (Fv) sur l'aile (3) varient donc de manière inversement proportionnelle. La valeur optimale de l'inclinaison de l'aile correspond par conséquent à une valeur d'inclinaison pour laquelle la contrainte correspondant à la résultante de la somme des forces (FrZ) et (Fv) a une valeur minimale.
En pratique, dans l'hypothèse où la vitesse du vent est importante lors de la phase d'ascension du drone, il est préférable d'adopter une valeur d'inclinaison proche de 0°, afin de limiter la prise au vent des ailes et donc les mouvements de déportation du drone en dehors de l'axe Z', qui nuisent à sa stabilité. Il convient de noter qu'une telle optimisation d'inclinaison du drone est impossible dans le cadre d'un véhicule de type « tilt-wing ».
En revanche, dans l'hypothèse où la vitesse du vent est négligeable lors de la phase d'ascension du drone, il est préférable d'adopter une valeur d'inclinaison proche de 90°, afin de limiter la résistance de l'air à l'ascension du drone, et par conséquent l'énergie nécessaire à la réalisation de ce travail. Il convient de noter qu'une telle optimisation d'inclinaison de l'aile du drone est impossible dans le cadre d'un véhicule de type « tilt-rotor ». Selon un mode de réalisation de la divulgation, les ailes (3) sont aptes à être débrayées par rapport à l'armature (10) du drone de manière à pouvoir adapter passivement leur orientation en fonction des contraintes s' exerçant sur elles.
Dans le cadre de la phase de vol rapide, ou vol horizontal, le drone (1) se déplace selon une direction parallèle à l'axe X'. La valeur d'angle d'attaque optimale ne dépend alors que d'une seule contrainte qui est associée à la force de résistance de l'air (FrX) au déplacement horizontal du drone (1), dirigée selon l'axe X'. Tel que mentionné dans le texte ci-dessus, les valeurs d'angles d'attaque permettant de maximiser l'autonomie énergétique du drone sont alors proches de 0°. Le pivotement des ailes (3) par rapport au reste du drone (1) permet donc d'accroître la portance des ailes, et par conséquent d'améliorer l'autonomie énergétique du drone, pendant toutes les phases de vol et indépendamment de l'assiette de ce dernier et de l'orientation de ses rotors.
II convient de noter que la problématique liée, en vol rapide, à l'indépendance entre l'orientation des ailes et l'assiette du drone ne se pose pas dans le cadre des tilt- rotors et tilt-wing, l'orientation de l'armature étant constamment parallèle au sol dans les cas d'espèces.
Les variations des angles d'attaque des ailes, confèrent également au drone (1) une meilleure maniabilité, les changements rapides de portance ayant une influence directe sur les mouvements effectués par le drone. A ce titre et selon un mode de réalisation particulier de la divulgation, l'utilisateur a la possibilité de faire varier l'angle d'attaque des ailes à des fins de maniabilité, prenant alors le pas sur les méthodes de contrôle de l'inclinaison des ailes visant à réduire sa consommation énergétique.
Selon un mode de réalisation particulier et tel qu'illustré par la figure 4, une même aile (3) comprend une pluralité de parties (4a, 4b) mobiles en pivotement les unes par rapport aux autres selon un axe parallèle à l'axe de tangage Y du drone. Le découplage de ces différentes parties d'une même aile (3) permet alors d'améliorer sensiblement la maniabilité du drone (1), et notamment son aptitude au roulis. De manière com plémentaire, on précise que le décentrage de l'axe de pivot (qui passe par le point P sur la figure 3) fait en sorte que l'aile s'incline naturellement face au vent, ce dernier créant un couple qu i tend à ramener l'angle d'attaque à une valeur d'équilibre égale à zéro. En raison du couple généré par la force de gravité (qui s'applique au centre de masse G sur la figure 8), cette valeur d'équilibre peut être différente de zéro. En effet, en l'absence de couples de commande externes, cette valeur d'équilibre résultera de l'équ ilibre entre le couple généré par les efforts aérodynam iques et le couple généré par les efforts de gravité. Il y a intérêt à situer le centre de masse en arrière de l'axe de pivot (P), afin de créer un angle d'attaque positif (proche de 90°) pour des petites valeurs de vitesse d'air ; cet angle d'attaque ayant alors tendance à se réduire naturellement lorsque la vitesse de l'air augmente, et donc à assurer u ne plus grande portance de l'aile.
Sur la base de ce principe d'équilibre, et afin de fournir un moyen de contrôle permanent de l'angle d'attaque, on m unit, dans un mode de réalisation particulier, l'aile d'un système de masse mobile. Un tel système permet de modifier la position du centre de masse (point G) et donc, suivant le principe rappelé ci-dessus et illustré sur la figure 9, de contrôler la valeur de l'angle d'attaque de manière simple et efficace : la masse mobile, se déplaçant perpendiculairement à l'axe de pivotement, permet de mod ifier le centre de masse de manière sim ple, quelque soit le flux d'air (i.e. quel que soit la vitesse de l'air).
U n mode particulier de réalisation de ce système de masse mobile est représenté sur la figure 10. La masse mobile, située entre deux rails, coulisse le long d'une vis sans fin . Un actionneur permet de contrôler la rotation de la vis sans fin, et donc de contrôler la position de la masse mobile. Ce système présente l'intérêt d'être transparent d'u n point de vue énergétique en vol établi : aucune énergie n'est nécessaire pour maintenir la masse mobile à une position fixe, car la masse ne bouge pas seule, la vis sans fin assurant un maintien de la position de la masse. Il est donc particulièrement intéressant d u point de vue de la présente qui vise justement à permettre une stabilité accrue et une lim itation de la consommation énergétique. 5.4. Méthode de contrôle de l'orientation d'une aile de drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation
Les figures 5 et 6 illustrent différentes méthodes de contrôle de l'orientation d'une aile d'un drone, selon des modes de réalisations de la divulgation, permettant d'obtenir un vol efficace d'un point de vue énergétique, et qui offre de bonnes propriétés de tenue au vent.
De telles méthodes sont par exemple obtenues en utilisant les méthodes disponibles dans l'état de la technique sur les voilures tournantes pour le calcul de la consommation énergétique, ainsi que les méthodes classiques de portance et de traînée aérodynamiques propres aux hélices et aux ailes. A partir de cette connaissance de l'inclinaison "optimale" de l'aile, le problème consiste à définir des méthodes de contrôle permettant d'asservir l'inclinaison de l'aile à cette inclinaison optimale.
Ces méthodes de contrôles mettent en œuvre au moins un paramètre de vol du drone. Les paramètres de vol du drone comprennent notamment la vitesse de vol du drone et l'inclinaison angulaire de l'aile par rapport à l'armature (10) du drone.
Le choix d'adoption d'une méthode plutôt que d'une autre dépend notamment des capteurs et actionneurs disponibles sur le drone (1) ou au sol.
Selon un premier mode de réalisation de la divulgation, illustré par la figure 5, une méthode de contrôle permet de faire varier l'inclinaison de l'aile en fonction de la vitesse de l'air.
Dans l'hypothèse selon laquelle le drone (1) est équipé de capteurs de type anémomètre ou tube de pitot permettant de mesurer la vitesse air au niveau du drone (1), la mesure directe de la vitesse air (11) et le modèle d'inclinaison optimale des ailes en fonction de la vitesse air donnent directement l'inclinaison optimale à atteindre (12).
Si cette inclinaison optimale est exprimée par rapport à l'armature (10) du drone
(13) (e.g., inclinaison des ailes (3) par rapport au plan des hélices (6)), le dispositif de contrôle d'orientation permet l'asservissement de l'inclinaison de l'aile à la valeur optimale. Si l'inclinaison optimale est exprimée par rapport à un repère terrestre (e.g. (P ; X' ; Y' ; Z')) (14), on peut la ré-exprimer par rapport à l'armature (10) du drone en utilisant l'estimation de l'assiette du drone (15), nécessaire par ailleurs pour le pilotage de l'engin.
Dans l'hypothèse selon laquelle la vitesse air est mesurée au sol, via un capteur GPS par exemple, on considère à des fins de simplification que le vent est négligeable. La vitesse sol est alors égale à la vitesse air et la méthode décrite précédemment s'applique. Dans la pratique, avec une telle méthode, on obtient de bons résultats lorsque le vent est effectivement négligeable, mais les performances se dégradent en cas de vent significatif.
Selon un deuxième mode de réalisation de la divulgation, illustré par la figure 6, une méthode de contrôle permet de contrôler l'inclinaison de l'aile en fonction du couple exercé par l'air sur l'aile. Une telle méthode ne requiert pas de mesure de vitesse. Cette approche est utilisable lorsqu'aucun capteur de vitesse n'est disponible, ou lorsque les conditions aérologiques font que la vitesse air ne peut être estimée de façon satisfaisante. Dans l'hypothèse d'un placement des points (P) et (Cp) tel que décrit dans la partie 5.3, le principe de cette méthode repose sur la mise en œuvre d'un contrôleur de type ressort-amortisseur (ou Proportionnel Dérivé) à gains variables.
On applique en premier lieu via un actionneur un couple de contrôle de sens opposé au couple engendré par les efforts aérodynamiques (cf. partie gauche de la figure 7). Ce couple, nulle lorsque l'aile pointe vers le haut, augmente lorsque l'aile s'incline à l'horizontal. Pour une certaine valeur d'inclinaison de l'aile, les deux couples se compensent, pour donner l'inclinaison d'équilibre (16) (cf. partie droite de la figure 7). Afin que cet équilibre soit stable, il convient d'ajouter dans le correcteur un terme de contrôle en vitesse d'inclinaison de l'aile (on obtient ainsi un contrôleur de type "Proportionnel-Dérivé", de type ressort amortisseur). Les gains du correcteur (gain du terme proportionnel) déterminent l'inclinaison d'équilibre. Ils sont donc choisis (17) de façon à ce que cette position soit la plus proche possible de l'inclinaison optimale donnée par le modèle. Les efforts aérodynamiques étant proportionnels au carré de la vitesse, il est possible de faire varier la "raideur" du contrôleur en fonction de l'inclinaison de l'aile. Ainsi, sans connaissance de la vitesse air, l'aile prend naturellement (18) une inclinaison efficace d'un point de vue énergétique (avec un angle d'attaque d'autant plus faible que la vitesse air est importante).

Claims

REVENDICATIONS
Véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical comprenant au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires fixes et au moins une aile assurant la portance dudit véhicule aérien, lesdits dispositifs de propulsion coplanaires et ladite aile étant chacun agencés sur l'armature dudit véhicule aérien tels que le plan de la corde de profil de ladite aile est sensiblement parallèle au plan défini par lesdits au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires, véhicule caractérisé en ce que ladite au moins une aile est mobile en pivotement par rapport à ladite armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage dudit véhicule aérien, l'axe de pivotement de l'aile étant situé en avant d'un axe sensiblement parallèle à l'axe de pivotement et appelé axe du point de pression. Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend quatre dispositifs de propulsion coplanaires.
Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un dispositif de propulsion coplanaire se présente sous la forme d'un rotor et d'une surface portante en rotation autour de l'axe dudit rotor.
Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite au moins une aile est mobile entre au moins deux positions :
une position dans laquelle la portance de ladite au moins une aile est sans influence sur la dynamique de vol dudit véhicule ;
une position dans laquelle la portance de ladite au moins une aile influe sur la dynamique de vol dudit véhicule.
Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'orientation de ladite au moins une aile par rapport à ladite armature est fonction d'au moins un paramètre de vol dudit véhicule aérien.
Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend au moins deux ailes. Véhicule aérien selon la revendication 6, caractérisé en ce que lesdites ailes sont agencées symétriquement sur ladite armature, de part et d'autre d'un plan parallèle audit axe de tangage, ledit plan comprenant le centre de gravité dudit véhicule aérien.
Véhicule aérien selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'au moins une desdites ailes comprend une pluralité de parties mobiles en pivotement les unes par rapport aux autres selon un axe parallèle à l'axe de tangage dudit véhicule aérien.
Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite au moins une aile est agencée de manière amovible sur ladite armature.
Méthode de contrôle de l'orientation d'une aile d'un véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une étape de contrôle d'une orientation d'une aile en fonction d'au moins un paramètre de vol dudit véhicule aérien.
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Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11254430B2 (en) 2014-09-02 2022-02-22 Amit REGEV Tilt winged multi rotor
US20190135420A1 (en) * 2014-09-02 2019-05-09 Amit REGEV Tilt Winged Multi Rotor
US10640204B2 (en) * 2015-03-03 2020-05-05 Amazon Technologies, Inc. Unmanned aerial vehicle with a tri-wing configuration
US10351236B1 (en) * 2015-04-06 2019-07-16 Wing Aviation Llc Weight reduction in unmanned aerial vehicles
US10669023B2 (en) * 2016-02-19 2020-06-02 Raytheon Company Tactical aerial platform
WO2018140199A2 (fr) * 2017-01-03 2018-08-02 The Texas A&M University System Microvéhicule aérien à rotor cycloïdal
IL256941A (en) * 2018-01-15 2018-03-29 Colugo Systems Ltd A free-wing multi-blade that includes vertical and horizontal engines
GB2554977B (en) * 2017-07-21 2018-09-26 Av8Or Ip Ltd Hybrid multi-rotor unmanned aerial vehicle with adjustable wings
WO2019109306A1 (fr) * 2017-12-07 2019-06-13 深圳市大疆创新科技有限公司 Véhicule aérien sans pilote
US11453513B2 (en) * 2018-04-26 2022-09-27 Skydio, Inc. Autonomous aerial vehicle hardware configuration
DE102018133096A1 (de) * 2018-12-20 2020-06-25 Volocopter Gmbh Fluggerät
US11427313B2 (en) 2019-10-15 2022-08-30 Helmuth G. Bachmann Universally attachable hinged wing and VLOS aid for mutirotor drones
US12043419B2 (en) * 2020-02-27 2024-07-23 Liviu Giurca Aircraft with vertical take-off and landing—VTOL
JP7044413B1 (ja) * 2020-11-10 2022-03-30 株式会社石川エナジーリサーチ 飛行装置
WO2022156854A1 (fr) * 2021-01-20 2022-07-28 Germanium Skies Gmbh Module de vol pour aéronef
FR3120227A1 (fr) * 2021-03-01 2022-09-02 Cedric Lefort Hovers
CN113682470B (zh) * 2021-10-08 2023-07-11 中国民航大学 一种基于前后对称翼型的矢量动力飞行器
DE102022000073A1 (de) 2022-01-12 2023-07-13 Gerd BERCHTOLD Einstellbarer Hilfsflügel als Auftriebsunterstützung für vertikal startendende Fluggeräte mit nicht schwenkbaren Auftriebsrotoren
US20230348099A1 (en) * 2022-04-27 2023-11-02 Skydio, Inc. Base Stations For Unmanned Aerial Vehicles (UAVs)

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3107882A (en) * 1962-08-10 1963-10-22 Electric Auto Lite Co Yaw control system for vtol tilt wing aircraft
US7395988B2 (en) * 2005-11-02 2008-07-08 The Boeing Company Rotor wing aircraft having an adjustable tail nozzle
CN102363445B (zh) * 2011-06-21 2014-07-30 杨朝习 倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器
WO2014172719A2 (fr) * 2013-04-15 2014-10-23 Christian Emmanuel Norden Dispositif de transition pour un aéronef
AT515456B1 (de) * 2014-02-18 2018-04-15 Iat 21 Innovative Aeronautics Tech Gmbh Fluggerät

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *
See also references of WO2016092102A1 *

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FR3029893A1 (fr) 2016-06-17
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