FR2681309A1 - Aerodyne apte a produire de l'energie electrique lors de sa chute. - Google Patents

Abstract

Un aérodyne, tel qu'une sonde spatiale, destiné à chuter par gravité dans L'atmosphère d'un corps céleste, est équipé d'au moins une hélice (20a, 20b) qui entraîne un ou plusieurs alternateurs électriques à haute fréquence (22). En plus de contribuer à stabiliser et à freiner l'engin lors de sa chute, les hélices procurent ainsi de l'énergie électrique, disponible en temps réel, notamment pour alimenter des équipements. Un pilotage fin de la sonde en vitesse et en direction peut être réalisé, en agissant sur le pas des hélices (20a, 20b), sur l'inclinaison de leur axe (Y, Y') et sur les caractéristiques de l'un au moins des alternateurs (22).

Description

AERODYNE APTE A PRODUIRE DE L'ENERGIE ELECTRIQUE
LORS DE SA CHUTE.

DESCRIPTION
L'invention concerne un aérodyne tel qu'une sonde spatiale ou un engin aérien, permettant de transformer en énergie électrique immédiatement utilisable, l'énergie mécanique produite par une ou plusieurs hélices à rotation libre, lors de la chute de cet aérodyne dans l'atmosphère d'un corps céleste.

La conception d'une sonde spatiale appelée à se poser sur un corps céleste pose des problèmes de différents ordres. Ces problèmes concernent notamment le freinage de la sonde lors de sa chute vers le corps céleste, le pilotage éventuel de cette sonde au cours de sa chute et la fourniture de l'énergie nécessaire à la fois à ce pilotage et à La mise en oeuvre d'instruments embarqués dans la sonde, aussi bien au cours de la chute qu'après celle-ci.

Certains de ces problèmes se posent également sur des engins aériens, lors de leur chute dans l'atmosphère terrestre.

Parmi les différents moyens utilisés classiquement pour freiner La chute d'un aérodyne dans l'atmosphère d'un corps céleste, on citera les boucliers aérodynamiques, les parachutes et les rétro-fusées.

En ce qui concerne les boucliers aérodynamiques, ils sont utilisés pour assurer le freinage des corps de rentrée de fusées balistiques et des sondes.

Cependant, le freinage obtenu à l'aide de ces boucliers est insuffisant pour garantir l'intégrité de l'engin lorsqu'il atteint le sol.

Si les parachutes permettent de ralentir plus efficacement la chute des engins, ils sont soumis à l'influence des vents latéraux qui perturbent L'attitude de l'engin et leur maniabilité est délicate.

Enfin, les rétro-fusées qui sont utilisées le plus souvent pour freiner la chute des sondes spatiales permettent difficilement une régulation de l'effort de freinage appliqué. De plus, elles nécessitent L'uti- lisation de propergols liquides, qui sont d'un emploi délicat.

Il est également connu de suspendre une charge à un ballon. Cependant, les ballons présentent le même type de défauts que les parachutes en ce qui concerne l'influence des vents latéraux et la maniabilité.

Par ailleurs, on sait que les hélices utilisées comme voilures tournantes sur les hélicoptères et les autogires peuvent servir à freiner et stabiliser la chute de ces appareils par "autorotation" lorsque le ou les moteurs ne fonctionnent plus. Cependant, il n'a jamais été envisagé d'utiliser l'autorotation des hélices des hélicoptères et des autogires, qui n'intervient que très occasionnellement en cas d'incident grave, pour produire de l'énergie électrique.

On sait aussi que, dans le cas de déplacements sensiblement horizontaux, certains engins peuvent utiliser une turbine activée au moyen du vent de déplacement, pour produire l'énergie électrique nécessaire à la conduite. Tel est notamment le cas pour un avion en déplacement, lors d'une panne totale de moteurs. Tel est aussi le cas pour certaines bombes dont l'activation nécessite de l'énergie électrique.

En ce qui concerne le pilotage des aérodynes, il est généralement assuré sur- les satellites par des moteurs fusées permettant de contrôler l'attitude ou la trajectoire de l'engin. Cependant, de tels moteurs fusées nécessitent des réallumages fréquents et impliquent donc l'utilisation de propergols liquides dont les inconvénients ont déjà été mentionnés.

Enfin, à bord des sondes spatiales, l'énergie électrique est fournie par le vaisseau porteur jusqu'au largage de la sonde. Après ce largage, l'énergie électrique est produite soit par des éléments radioactifs, qui impliquent des protections et des procédures d'utilisation délicates, soit par des batteries ou piles électrochimiques.

L'invention a précisément pour objet un aérodyne, tel qu'une sonde spatiale ou un engin aérien, équipé de moyens originaux permettant à la fois de freiner et de stabiliser sa chute dans l'atmosphère d'un corps céleste et transformant l'énergie mécanique ainsi libérée en énergie électrique, utilisable immédiatement ou non, notamment pour accentuer le freinage en fin de chute et/ou pour assurer un pilotage fin de l'aérodyne au cours de cette chute, en utilisant les mêmes moyens que ceux qui assurent le freinage et la stabilisation de L'aérodyne.

Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu à l'aide d'un aérodyne, apte à chuter par gravité dans l'atmosphère d'un corps céleste, cet aérodyne comprenant une cellule et étant caractérisé par le fait qu'il comprend également au moins une hélice supportée par la cellule de façon à tourner librement autour d'un axe de cette dernière lors d'une chute de l'aérodyne, et des moyens générateurs de courant électrique, aptes à être actionnés par l'hélice.

Dans un aérodyne ainsi réalisé, la ou les hélices assurent à la fois le freinage et la stabilisation de l'aérodyne lors de sa chute. De plus, elles sont utilisées pour créer du courant électrique, au cours de la chute de l'aérodyne et après cette chute, les hélices utilisant alors les vents présents à la surface du corps céleste pour continuer à produire de l'électricité.

Dans la pratique, la ou les hélices peuvent être implantées en un emplacement quelconque par rapport à la cellule de l'aérodyne, c'est-à-dire aussi bien audessus de cette cellule qu'en dessous, à l'intérieur ou autour de celle-ci. Lorsque l'aérodyne comporte deux hélices, celles-ci sont de préférence coaxiales et contrarotatives, afin d'améliorer la stabilisation de
L'aérodyne. Cependant, il est à noter que les deux hélices peuvent alors être disposées en des emplacements différents par rapport à la cellule, par exemple respectivement au-dessus et en dessous de celle-ci.

Dans un mode de réalisation préféré. de L'invention, l'aérodyne comprend de plus des moyens de régulation du courant électrique délivré par Les moyens générateurs, ces moyens de régulation permettant à la fois de redresser et de lisser le courant électrique, d'en dériver une partie en excès vers au moins un shunt porté par la cellule, d'en dériver une partie vers des moyens de stockage d'énergie électrique tels qu'une batterie d'accumulateur électrochimique, et/ou d'en dériver une partie vers des équipements embarqués sur la cellule.

Les moyens générateurs de courant électrique peuvent comprendre un ou plusieurs alternateurs électriques à haute fréquence comportant au moins un stator et un rotor. Le ou les alternateurs peuvent alors être soit placés coaxialement aux hélices, soit disposés de telle sorte que leurs entrefers soient perpendiculaires à l'axe de rotation des hélices.

Lorsqu'on désire que L'énergie électrique fournie par les moyens générateurs de courant électrique soit utilisée pour assurer un pilotage fin de l'engin, en agissant sur les hélices, l'aérodyne comprend deux hélices coaxiales et contrarotatives, dont l'axe de rotation est incliné par rapport à un axe de la cellule, orienté verticalement lors de la chute, des moyens, sélectivement actionnables, pour créer un couple de rotation de la cellule autour de l'axe de la cellule, et des moyens de pilotage commandant les moyens pour créer un couple de rotation.

Il est à noter que l'inclinaison de l'axe de rotation, qui permet de créer une composante de déplacement horizontale, peut être utilisée de façon indépendante, lorsque l'aérodyne est au sol, pour continuer à produire de L'énergie électrique d'une manière optimisée, en utilisant les vents présents à la surface du corps céleste. Cette production d'énergie électrique au sol peut encore être améliorée en prévoyant des moyens de réglage du pas d'au moins l'une des hélices.

Selon le cas, les moyens pour créer un couple de rotation de la cellule autour de l'axe de l'aérodyne peuvent comprendre soit des moyens pour modifier les caractéristiques de fonctionnement des moyens générateurs de courant électrique, en utilisant une partie du courant électrique délivré par ces moyens générateurs, soit des moyens de freinage de l'une au moins des hélices, tels que des freins aérodynamiques, des freins mécaniques, etc..

En outre, si l'on désire que L'énergie électrique fournie par les moyens générateurs couplés aux hélices soit utilisée pour modifier la vitesse de chute de l'engin et, plus précisément, pour réduire cette vitesse au voisinage du sol, on équipe l'aérodyne de moyens de réglage du pas d'au moins l'une des hélices.

Pour tenir compte des températures très basses dans lesquelles l'aérodyne peut éventuellement se trouver, des moyens de chauffage de l'hélice sont avantageusement prévus afin d'éviter que sa rotation ne soit entravée par le givre.

Par ailleurs, on comprendra aisément que le freinage de la chute obtenu par la ou les hélices équi pant l'aérodyne conformément à invention peut être complété en montant sur ce dernier des moyens de freinage complémentaires tels qu'un bouclier aérodynamique, un parachute et/ou un ballon.

Enfin, comme on l'a déjà indiqué, l'aérodyne selon l'invention peut s'appliquer soit à la réalisation d'une sonde spatiale soit à la réalisation d'un engin aérien télécommandé.

On décrira maintenant, à titre d'exemple non limitatif, différents modes de réalisation de l'invention en se référant aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 est une vue de face, partiellement en coupe, d'une sonde spatiale réalisée conformément à l'invention ;
- la figure 2 représente à plus grande échelle et en coupe partielle deux hélices contrarotatives associées à un alternateur unique afin de produire de l'énergie électrique dans la sonde spatiale de la figure 1, conformément à un premier mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 3 est une vue comparable à la figure 2 illustrant un deuxième mode de réalisation de l'invention, selon lequel l'énergie électrique est fournie par deux alternateurs couplés chacun à l'une des hélices, des moyens étant également prévus pour faire varier Le pas de l'une des hélices ;
- la figure 4 est une vue comparable aux figures 2 et 3 illustrant un troisième mode de réalisation de l'invention, dans lequel quatre alternateurs sont couplés par paire à deux hélices coaxiales et contrarotatives et dans lequel les bobinages des alternateurs sont perpendiculaires à l'axe de rotation des hélices ;
- la figure 5 est un schéma illustrant la rentrée dans l'atmosphère d'un corps céleste d'une sonde spatiale conforme à l'invention, le temps t, en min, étant indiqué en abscisses et L'altitude A, en km, en ordonnées, respectivement dans le cas où la sonde est appelée à se poser directement sur le sol et dans le cas où la sonde est appelée à rester suspendue au-dessus du sol ; et
- la figure 6 est un schéma illustrant L'utilisation d'un engin aérien télécommandé réalisé conformément à l'invention, pour la désignation laser d'une cible, afin de guider une bombe ou un missile vers cette cible à L'aide du faisceau laser.

Sur la figure 1, la référence 10 désigne de façon générale une sonde spatiale conçue pour venir se poser à la surface d'un corps céleste tel qu'une planète ou un satellite, après avoir chuté par gravité dans l'atmosphère de ce corps céleste.

La sonde spatiale 10 comprend une cellule 12 portant un certain nombre d'instruments (non represen- tués), dont le choix dépend de La mission dont est chargée la sonde sur le corps céleste. Dans le mode de réalisation illustré sur La figure 1, la cellule 12 est FquipÇe extérieurement de pieds escamotables 14, qui sont normalement logés, de même que l'ensemble de la cellule 12, à l'intérieur d'un bouclier aérodynamique comportant dans ce cas une partie inférieure 16a et une partie supérieure 16b. La forme de ce bouclier est conçue de façon à permettre un certain ralentissement de la sonde 10 lorsqu'elle pénètre dans la haute atmosphère du corps céleste. Elle permet en outre d'orienter la sonde au début de sa chute, afin que l'axe XX' soit oriente verticalement. Le bouclier, qui assure pales ment la protection thermique de la sonde lors de sa rentrée dans l'atmosphère, peut éventuellement être réalisé en un plus grand nombre de pièces.

La partie supérieure 16b du bouclier aérodynamique permet également de loger, au-dessus de la cellule 12, un autre moyen de freinage de la sonde 10 lors de sa chute, tel qu'un ballon ou un parachute 18 auquel est accrochée la cellule 12.

Dans l'espace intermédiaire entre le ballon ou le parachute 18 et la cellule 12, le bouclier aérodynamique permet aussi de loger, conformément à l'invention, deux hélices contrarotatives et coaxiales 20a et 20b, dont l'axe YY' est représenté confondu avec l'axe
XX' de la sonde sur la figure 1. Ces hélices 20a et 20b sont supportées de façon tournante par la cellule 12 de la sonde 10, de façon à pouvoir tourner librement autour de leur axe YY'.

Suivant des modalités qui varient selon le mode de réalisation de l'invention, comme on le verra par la suite en se référant successivement aux figures 2 à 4, les hélices 20a et 20b entraînent des moyens générateurs de courant électrique 22, logés à l'intérieur du moyeu des hélices et comprenant selon le cas un, deux ou quatre alternateurs électriques à haute fréquence. Le courant électrique fourni par ces alternateurs est transmis à un circuit de régulation 24 de ce courant, monte à L'intérieur de la cellule 12.

Ce circuit de régulation 24 est un circuit complexe, qui comprend à la fois un circuit de redressement et de lissage du courant électrique délivré par les moyens générateurs 22, un circuit permettant d'écrêter, le cas échéant, une partie de ce courant électrique pour la dériver vers un ou plusieurs shunts 26, situés à l'intérieur et/ou à l'extérieur de la cellule 12, un circuit permettant de driver une autre partie du courant électrique vers des moyens de stockage de ce courant constitués par une ou plusieurs batteries d'accumulateurs électro-chimiques 28 montées dans la cellule 12, et des moyens pour acheminer directement, par des conducteurs électriques 29, une partie du courant elec- trique produit lors de la rotation des hélices 20a et 20b vers des équipements embarqués sur la sonde. Ces équipements peuvent inclure au moins l'un des alternateurs et d'autres systèmes aptes à agir sur l'une au moins des hélices 20a et 20b ou sur leurs moyens de supportage, comme on le verra par la suite.

Comme l'illustre schématiquement la figure 1, tant que le bouclier aérodynamique formé des deux parties 16a et 16b n'a pas été largué, l'agencement relatif des pieds 14 et des hélices 20a et 20b peut être tel que la rotation de l'hélice inférieure 20b soit empêchée par les pieds, alors que la rotation de l'hélice supérieure 20a est entravée par le ballon ou le parachute 18.

On décrira à présent plus en détail un premier mode de réalisation de l'invention, en se référant à la figure 2.

Sur cette figure, on voit que les moyens générateurs de courant électrique sont constitués par un seul alternateur électrique à haute fréquence 22, monta en totalité à l'intérieur du moyeu 30a de l'hélice supérieure 20a la plus éloignée de la cellule 12. De façon plus précise, cet alternateur unique 22 est monté coaxialement à l'intérieur du moyeu 30a et il comporte un rotor extérieur 32a, sur lequel le moyeu 30a est fixé par un moyen de fixation 34 quelconque (soudure, brasure, rivetage, collage, etc.), choisi selon le matériau utilisé, ainsi qu'un stator intérieur 36a logé. dans le rotor 32a. Les bobinages du rotor 32a et du stator 36a sont représentés schématiquement en 76a et 78a sur la figure 2. Il est à noter que l'un ou l'autre de ces bobinages peut être remplacé par des aimants permanents.

Le stator intérieur 36a de l'alternateur est solidaire d'un axe central 38 dont une partie centrale tronconique sert à fixer l'hélice 20b la plus proche de la cellule 12 et dont l'extrémité inférieure assure le supportage des deux hélices par cette dernière.

La fixation de l'hélice 20b sur la partie tronconique de L'axe central 38 est assurée par l'intermédiaire d'un support annulaire 40, bloqué sur cette partie tronconique et sur lequel le moyeu de l'hélice 20b est fixé par tout moyen 42 (soudure, brasure, rivetage, collage, etc.), choisi selon le matériau utilisé.

L'extrémité inférieure de L'axe central 38 est supportée de façon rotative par une partie renforce 44 de la coque de la cellule 12, par l'intermédiaire d'un ensemble de paliers 46 tels que des paliers lisses, à billes, å rouleaux, à aiguilles ou magnétiques.

L'énergie électrique produite par l'alternateur 22 est acheminée jusqu'à l'extrémité inférieure de l'axe central 38 par des conducteurs électriques isolés 48 qui cheminent à L'intérieur du stator 36a et de l'axe 38. Ces conducteurs 48 aboutissent à des contacts tournants 50 situés sur la face inférieure de
L'arbre central 38 et qui sont en permanence en contact avec des contacts annulaires fixes 52 montés dans la cellule 12. Des conducteurs électriques 54 relient ces contacts fixes 52 au circuit de régulation 24 décrit précédemment en se référant à la figure 1.

Il est à noter que des liaisons électriques comparables peuvent être prévues entre le circuit de régulation 24 et l'alternateur, ainsi qu'entre le circuit de régulation et le ballon ou le parachute 18, si l'on désire utiliser l'énergie électrique produite pour faire varier les caractéristiques de l'alternateur et/ou commander la libération du parachute ou le gonflage du ballon.

On a aussi représenté sur la figure 2 les shunts 26 qui peuvent être montés à l'intérieur et/ou à l'extérieur de la coque de la cellule 12, par l'inter médiaire de supports 56 électriquement et thermiquement isolants, qui procurent la résistance mécanique souhaitée. Il est à noter que les shunts 26 peuvent servir à dissiper un excédent de puissance, mais aussi, dans le cas des shunts intérieurs, qu'ils peuvent participer au contrôle thermique de l'engin, en le réchauffant.

Les matériaux et les liaisons utilisés sur les hélices 20a et 20b sont choisis en tenant compte des contraintes contradictoires telles que le coût, la masse et les conditions physiques particulières dans lesquelles la sonde est appelée à se trouver. Ainsi, les hêli- ces peuvent être réalisées soit en une seule pièce en un matériau tel que de l'aluminium ou un matériau composite du type carbone-carbone, soit en des matériaux différents comme on l'a représenté schématiquement pour l'hélice 20a sur la figure 2. Dans ce cas, le moyeu 30a et l'âme 58a de chacune des pales sont réalisées en un premier matériau relativement leger et présentant la tenue mécanique requise, alors que le profil extérieur 60a de chacune des pales est réalisé en un deuxième matériau apte à résister à l'atmosphère particulière du corps céleste sur lequel la sonde est appelée à se poser.

Les pales de chacune des hélices 20a et 20b sont réparties régulièrement autour de leur axe vertical commun. Selon le cas, le nombre et le profil des pales peuvent être identiques ou, au contraire, différents pour les deux hélices.

Il est à noter que des moyens de c-hauffage (non représentAs), tels que des résistances électriques, sont avantageusement prévus sur la sonde 10, par exemple sur la face supérieure de la coque de la cellule 12, pour garantir tout risque de blocage des hélices par le givre.

Comme on l'a représenté schématiquement sur la figure 2, l'axe YV' commun aux hélices 20a et 20b, fait, de préférence, un angle a non nul avec l'axe XX' de la cellule 12, prévu pour être orienté verticalement lors de la chute de la sonde.

Cet angle a peut être fixé, une fois pour toutes, lors de la construction de la sonde. Des moyens (non représentés) peuvent aussi être prévus pour permettre le réglage de l'angle a, en utilisant une partie de l'énergie électrique fournie par l'alternateur 22 lors de la chute de la sonde. Cette inclinaison contrô lée de l'axe YY' des hélices par rapport à l'axe vertical XX' de la cellule 12 permet, en association avec des moyens permettant d'appliquer un couple de rotation à la sonde, autour de l'axe XX' de la cellule, d'assurer un pilotage fin de la trajectoire suivie par la sonde
Lors de sa chute.

Dans la pratique, l'application d'un couple de rotation à la cellule 12 peut être obtenue en adjoignant à l'une au moins des hélices 20a et 20b des moyens de freinage, par exemple mécaniques, actionnés par l'énergie électrique délivrée par l'alternateur 22.

On peut aussi obtenir le même résultat en modifiant, grâce à l'énergie électrique fournie par un alternateur couplé à l'une des hélices, les caracteristiques d'un second alternateur couplé à l'autre hélice, lorsque les moyens 22 générateurs de courant électrique comprennent plusieurs alternateurs comme c'est notamment le cas dans le mode de réalisation qui va à présent être décrit en se référant à la figure 3.

Dans ce mode de réalisation, les moyens 22 générateurs de courant électrique comprennent en effet deux alternateurs 22a et 22b, logés respectivement à l'interieur des moyeux de chacune des hélices 20a et 20b. Chacun des alternateurs 22a et 22b comprend respectivement un rotor extérieur 32a, 32b, apte à tourner librement autour d'un stator intérieur 36a, 36b. Chacun des rotors 32a et 32b est fixé dans le moyeu de l'hélice 20a, 20b correspondante par tout moyen approprié 34, 42 (soudage, brasure, rivetage, collage, etc.), choisi en fonction des matériaux. Par ailleurs, les stators 36a et 36b sont solidarisés l'un de l'autre par un moyen de fixation quelconque tel que des goujons 62. Le stator 36b de l'alternateur 22b le plus proche de la cellule 12 est fixé directement à la coque de cette dernière par un moyen de fixation quelconque tel que des goujons 64. Plus précisément, les goujons 64 sont reçus dans une partie renforcée 44 de la coque de la cellule 12.

Les bobinages des rotors 32a et 32b sont illustres schématiquement en 76a et 76b sur la figure 3, alors que les bobinages des stators 36a et 36b sont représentés en 78a et 78b.

Dans ce cas, la transmission au circuit de régulation 24 (figure 1) du courant électrique délivre par chacun des alternateurs 22a et 22b est assurée directement par des conducteurs électriques isolés 66, à partir du stator 36a, 36b de chacun des alternateurs.

Il est à noter que les observations faites précédemment à propos de l'alternateur unique 22 illustre sur la figure 2, notamment en ce qui concerne la possibilité de remplacement des bobinages par des aimants, s'appliquent également aux deux alternateurs 22a et 22b utilisés dans le mode de réalisation de la figure 3.

Dans le mode de réalisation de la figure 3, le supportage en rotation des hélices 20a et 20b est assuré directement par les paliers (non représentés) internes aux alternateurs 22a et 22b.

Si des ordres doivent être transmis à l'un et/ ou à l'autre des alternateurs 22a et 22b à partir du circuit de régulation 24 de la figure 1, des conducteurs électriques analogues aux conducteurs 66 peuvent être utilisés. Tel est notamment le cas si l'on désire réali- ser le pilotage fin de la sonde lors de sa chute au moyen d'un circuit de pilotage (non représenté) monté dans la cellule 12, permettant éventuellement de faire varier l'inclinaison de L'axe YY' commun aux deux hélices par rapport à l'axe XX' de la cellule 12 et engendrant un couple de rotation sur la cellule 12 en modifiant les caractéristiques de l'un des alternateurs 22a et 22b. En effet, on utilise alors une partie de l'énergie électrique produite par l'autre alternateur lors de la chute de la sonde pour modifier ces caractéristiques, à partir du circuit de rgulation 24.

Sur la figure 3, on a également représenté en 68 un dispositif, commande électromécaniquement, pour faire varier le pas de l'hélice 20b en modifiant l'orientation de chacune des pales de cette hélice. Dans ce cas, l'âme 58b de chacune des pales de l'hélice est supportée par un palier 70 dans le moyeu 30b, de façon pouvoir tourner autour de son axe propre. Le dispositif électromécanique 68 actionne une came 72 qui modifie d'une quantité déterminée l'orientation de chacune des pales de l'hélice 20b autour de son axe propre lorsque ce dispositif 68 est mis en oeuvre. Le dispositif 68 est relié au circuit de régulation 24 de la figure 1 par des conducteurs électriques et des contacts tournants, tel qu'illustré schématiquement en 74 sur la figure 3.

La modification du pas de l'hélice 20b obtenue grâce au dispositif 68 permet de modifier la vitesse de chute de l'engin. Il est ainsi possible d'accentuer l'effet de freinage obtenu à. l'aide des hélices, lorsque la sonde arrive au voisinage immédiat du corps céleste.

A cet effet, un dispositif analogue au dispositif 68 peut aussi être prévu sur la seconde hélice 20a. De ce point de vue, il est important de noter que tout dispositif techniquement équivalent, permettant de modifier le pas des hélices 20a et/ou 20b, peut aussi être utilisé.

Dans le troisime mode de réalisation de l'invention illustré sur la figure 4, les moyens 22 gEntra- teurs de courant électrique comprennent quatre alternateurs 22a, 22a', 22b et 22b', couplés deux à deux et agencés de telle sorte que leurs entrefers soient perpendiculaires à l'axe de rotation YY' des hélices 20a et 20b.

De façon pLus précise, les alternateurs 22a et 22a' présentent un rotor annulaire commun 32a dont les faces radiales opposées supportent les bobinages mobiles 76a, 76'a de ces alternateurs. Le rotor 32a est monté à l'intérieur du moyeu de L'hélice 20a et fixé dans ce dernier par tout moyen approprié 34 (soudure, brasure, rivetage, collage, etc.), selon les matériaux utilisés.

De façon comparable, les alternateurs 22b et 22b' comportent un rotor annulaire commun 32b dont Les faces radiales opposées portent les bobinages mobiles 76b, 76b' de chacun des alternateurs. Le rotor 32b est logé à l'intérieur du moyeu de L'hélice 20b et fixé dans ce moyeu par tout moyen approprié (soudure, brasure, rivetage, collage, etc.), selon les matériaux utilisés.

Par ailleurs, le bobinage fixe 78a de l'alternateur 22a est monté dans un flasque 80 placé au-dessus du rotor 32a, les bobinages respectifs 78a' et 78b des alternateurs 22a' et 22b sont montés dans un flasque 82 internes; entre les rotors 32a et 32b, et le bobinage fixe 78b' de l'alternateur 22b' est monté dans un troisième flasque 84 interpose entre Le rotor 32b et la coque de la cellule 12. Les rotors 32a et 32b, portant respectivement les hélices 20a et 20b, sont supportés de façon à pouvoir tourner librement par des paliers 86a, 86a', 86b et 86b' internes aux alternateurs 22a, 22a', 22b et 22b'.

Les flasques 80, 82 et 84 sont solidarisés les uns des autres par des entretoises tubulaires 88 et 90 logées respectivement à l'intêrieur des rotors 32a et 32b et sur lesquels les flasques sont fixés par tout moyen approprié tel que des vis (non représentées).

L'ensemble ainsi formé est en outre fixé par des moyens de fixation quelconques tels que des goujons sur une partie renforcée 44 de la coque de la cellule 12, de telle sorte que cet ensemble définisse L'axe de rotation
YY' des hélices 20a et 20b, les flasques 80, 82 et 84 étant perpendiculaires à cet axe.

Comme dans le mode de réalisation de la figure 3, des conducteurs électriques isolés 66, cheminant à l'intérieur des entretoises 88 et 90, permettent d'acheminer le courant électrique produit par les alternateurs jusqu'au circuit de régulation 24 de la figure 1 et, le cas échéant, de modifier les caractéristiques d'un ou plusieurs des alternateurs à partir de signaux émis par le circuit de régulation 24.

Bien entendu, on comprendra aisément que les différentes caractéristiques décrites à propos de L'un quelconque des modes de réalisation des figures 2 à 4 peuvent être transposées aux autres modes de réalisation sans sortir du cadre de l'invention. Il en est ainsi notamment de L'inclinaison de l'axe YY' des hélices par rapport à L'axe XX' de la cellule, des moyens permettant éventuellement de modifier cette inclinaison grâce à l'énergie électrique délivrée par le circuit de rigula- tion 24, des moyens permettant de créer un couple de rotation de la cellule autour de son axe XX' en utilisant également l'énergie fournie par le circuit 24, des moyens de pilotage fin agissant sur Les deux précédents moyens p varier le pas de l'une au moins des hélices, afin notamment de réduire la vitesse de chute à l'approche du sol.

Lorsque l'invention est appliquée à une sonde spatiale comme on l'a décrit précédemment, cette sonde 10 est larguée à très haute altitude (par exemple environ 1000 km) au-dessus du corps céleste à tudier, à partir du vaisseau porteur, comme on l'a représenté en
A sur la figure 5. Sa vitesse est alors d'environ 7 km/s.

Sous l'effet de la pesanteur, la sonde 10 tombe vers le corps céleste en étant freinée par les hautes couches de l'atmosphère par la partie inférieure 16a de son bouclier. Les expériences sont alors inac tires.

A une altitude donnée (environ 100 km comme représenté en B sur la figure 5), la vitesse de chute de la sonde a diminué suffisamment (par exemple, environ 40 m/s) pour que les deux parties 16a et 16b du bouclier puissent être éjectées. Cette éjection est généralement assurée par des moyens pyrotechniques tels que des boulons explosifs (non représentés).

Après le larguage du bouclier, de seconds moyens de freinage de la chute de la sonde, pouvant être constitués d'un parachute 18 ou d'un ballon 18' sont déployés, comme on l'a représenté respectivement en C et en C' sur la figure 5. La vitesse de chute de la sonde est alors descendue à environ 35 m/s. A partir de cet instant, les hélices 20a et 20b commencent à tourner et les expériences ainsi que les transmissions de donnes peuvent débuter.

Les hélices 20a et 20b, les moyens 22 genAra- teurs de courant électriques ainsi que le circuit de régulation 24 assurent alors conjointement la production d'énergie nécessaire au contrôle thermique de la sonde, la production d'énergie nécessaire aux expériences et aux transmissions, le freinage complémentaire et la stabilisation giroscopique de la cellule, ainsi que le pilotage éventuel de la sonde. La stabilisation giroscopique de la cellule assurée par les hélices améliore notamment le bilan de transmission radioélectrique entre la sonde et le vaisseau porteur. Le pilotage de la sonde peut être réalisé quant à lui, comme on l'a déjà mentionné, en réglant l'axe d'inclinaison des hélices et en créant un couple de rotation de la cellule autour de son axe, par exemple en modifiant les caractéristiques de l'un au moins des alternateurs.

Comme on l'a représenté en C et en D sur la figure 5, lorsqu'on utilise un parachute 18, la descente de la sonde peut se poursuivre jusqu'à un atterrissage doux de celle-ci, la vitesse de chute de la sonde pouvant être encore réduite au moment de l'atterrissage par un changement de pas de l'une au moins des hélices (par exemple, environ 3 m/s lors du contact avec le sol).

Il est à noter que les alternateurs peuvent continuer à fournir de l'énergie électrique après l'atterrissage, sous l'action d'un vent horizontal à la surface du corps céleste. Cette fourniture est facilitée par un nouveau réglage du pas de l'une au moins des hélices.

Comme on l'a représenté en C' et en D' sur la figure 5, la descente de la sonde peut aussi se poursuivre jusqu'à la stabilisation de celle-ci à très faible altitude au-dessus de la surface du corps céleste, lorsque les moyens passifs de freinage sont constitués par un ballon 18'. Dans ce cas, la partie inférieure 16a des boucliers reste suspendue à la cellule de la sonde 10 par exemple par un câble 90. Lorsque la partie 16a du bouclier arrive sur le sol du corps céleste comme on l'a représenté en D', la force ascensionnelle exercée par le ballon 18' équilibre le poids de la sonde diminué de la partie inférieure 16a du bouclier, qui se comporte alors comme une ancre ou comme un guiderope. L'ensemble formé par les hélices, les moyens générateurs d'énergie électrique et le circuit de régulation associés permet alors de continuer à produire de l'énergie électrique sous l'effet du vent horizontal, ce qui est facilité par l'ancrage de la sonde au sol par une partie du bouclier.

L'invention permet par conséquent, dans les deux cas qui viennent d'être décrits, de poursuivre l'expérimentation un certain temps après la fin de la descente de la sonde sur le corps céleste. Cette durée d'expérimentation peut encore être prolongée si l'éner- gie électrique produite a permis de charger une ou plusieurs batteries d'accumulateurs électro-chimiques 28 (figure 1). La poursuite de la mission peut encore être prolongée, comme on l'a vu, par la récupération de l'énergie fournie par les vents horizontaux.

Il est important de noter que l'invention peut s'appliquer à des aérodynes autres qu'une sonde spatiale. En particulier, l'invention peut être utilisée sur différents types d'engins aériens télécommandés tels qu'un engin 10' de désignation laser d'une cible 92, comme on l'a représenté schématiquement sur la figure 6.

Dans ce cas, l'engin 10' est largué à haute altitude (par exemple, environ 8 km) par un premier avion porteur 94. Lors de la chute par gravité de l'en- gin 10', un opérateur situé dans l'avion 94 télécommande les caractéristiques des alternateurs, afin d'assurer un pilotage de L'engin de la manière décrite précédemment. Cette télécommande est assurée au vu d'une image fournie par une caméra (non représentée) embarquée sur
L'engin 10' afin d'éclairer convenablement la cible à l'aide du faisceau laser 96. L'énergie nécessaire à cette caméra, au laser, ainsi qu'Ci la transmission des signaux est produite par les alternateurs actionnés par les hélices 20a et 20b.

Pendant que la cible 92 est éclairée par le faisceau laser 96 à partir de l'engin 10', qui continue à chuter par gravité, L'avion 94 ou un autre avion 98 largue une bombe ou un missile 100, qui est guidé vers la cible 92 par le faisceau laser 96. Ce dernier peut aussi servir à guider, à la fin de sa trajectoire, un missile 102 tiré depuis un pas de tir situé derrière un obstacle visuel 104.

Un aérodyne réalisé conformément à l'invention peut aussi constituer un engin cible servant à simuler à faible coût le vol en descente d'un hélicoptère. Un opérateur télécommande alors la vitesse de descente de l'engin en agissant sur le pas des hélices ainsi que sa direction en agissant sur les caractéristiques des alternateurs.

Enfin, l'aérodyne selon l'invention peut aussi être utilisé pour déposer au sol une charge utile avec une vitesse très faible, en un lieu précis. L'engin est alors télécommandé par un opérateur qui le dirige en agissant sur les alternateurs et qui libère au dernier moment l'énergie cinétique engendrée lors de sa chute, en faisant varier le pas des hélices afin de réduire la vitesse, tout en évitant l'emploi de rétro-fusées.

Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation qui viennent décrits à titre d'exemples, mais en couvre toutes les variantes. En particulier, si l'utilisation de deux hélices au moins procure un fonctionnement plus satisfaisant dans la plupart des cas, certaines applications peuvent se contenter d'une hélice unique. Par ailleurs, il est à noter que les alternateurs pourraient être remplacés par d'autres types de générateurs de courant électrique continu ou alternatif, monophasé ou polyphasé, ces générateurs pouvant être montés concentriquement ou perpendiculairement à l'axe de rotation des hélices.

Claims (23)

REVENDICATIONS

1. Aérodyne, apte à chuter par gravité dans l'atmosphère d'un corps céleste, cet aérodyne comprenant une cellule (12) et étant caractérisé par le fait qu'il comprend également au moins une hélice (20a, 20b) supportée par la cellule de façon à tourner librement autour d'un axe (YY') de cette dernière lors d'une chute de L'aérodyne, et des moyens (22) générateurs de courant électrique, aptes à être actionnés par l'hélice.

2. Aérodyne selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il comprend de plus des moyens de régulation (24) du courant électrique délivré par les moyens générateurs (22).

3. Aérodyne selon la revendication 2, caractérisé par le fait que les moyens de régulation (24) comprennent des moyens de redressement et de lissage du courant électrique délivré par les moyens générateurs (22).

4. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications 2 et 3, caractérisé par le fait que les moyens de régulation (24) comprennent des moyens pour dériver une partie en excès du courant électrique délivré par les moyens générateurs (22) vers au moins un shunt (26) porté par la cellule (12).

5. Aérodyne selon L'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé par le fait que les moyens de régulation (24) sont reliés électriquement à des moyens de stockage (28) d'énergie électrique.

6. Aérodyne selon la revendication 5, caractérisé par le fait que les moyens de stockage d'énergie électrique comprennent au moins une batterie d'accumuLateur électro-chimique (28).

7. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications 2 à 6, caractérisé par le fait que les moyens de régulation (24) sont reliés électriquement à des équipements embarqués sur la cellule (12).

8. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait que les générateurs comprennent au moins un alternateur électrique à haute fréquence (22) comportant un stator (36a) et un rotor (32a).

9. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il comprend deux hélices coaxiales contrarotatives (20a, 2Gb).

10. Aérodyne selon les revendications 8 et 9 combinées, caractérisé par le fait que les moyens générateurs comprennent un seul alternateur (22), coaxial aux hélices (20a, 20b), ces dernières étant couplées respectivement au rotor (32a) et au stator (36a) de cet alternateur.

11. Aérodyne selon les revendications 8 et 9 combinées, caractérisé par le fait que les moyens générateurs comprennent deux alternateurs (22a, 22b) coaxiaux aux hélices (20a, 20b), ces dernières étant couplées respectivement aux rotors (32a, 32b) de chacun des alternateurs, les stators (36a, 36b) des alternateurs étant fixés sur la cellule (12) et matérialisant ledit axe (YY').

12. Aérodyne selon les revendications 8 et 9 combinées, caractérisé par le fait que les moyens générateurs comprennent quatre alternateurs (22a,22a', 22b,22b') ayant des entrefers perpendiculaires audit axe (YY'), chacune des hélices (20a, 20b) étant couplée aux rotors de deux alternateurs, les stators des alternateurs étant montés dans des flasques (80, 82, 84) fixés sur la cellule (12) perpendiculairement audit axe.

13. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications 9 à 12, caractérisé par le fait qu'il comprend des moyens, sélectionnement actionnables, pour créer un couple de rotation de la cellule (12) autour d'un axe (XX') de la cellule (12), orienté verticalement lors de sa chute.

14. Aérodyne selon la revendication 13, combinée avec l'une quelconque des revendications 11 et 12, caractérisé par le fait que les moyens pour créer un couple de rotation comprennent des moyens pour modifier des caractéristiques de fonctionnement d'au moins un premier alternateur (22a) couplé à l'une (20) des hélices, en utilisant une partie du courant électrique délivré par au moins un deuxième alternateur (22b) couplé à L'autre hélice (80b).

15. Aérodyne selon la revendication 13, caractérisé par le fait que les moyens pour créer un couple de rotation comprennent des moyens de freinage de l'une au moins des hélices (20a,20b).

16. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait que l'axe de rotation (YY') de l'hélice est incliné par rapport à un axe (XX') de la cellule, orienté verticalement lors de sa chute.

17. Aérodyne selon la revendication 16, caractérisé par le fait qu'il comprend des moyens pour modifier l'angle d'inclinaison a de l'axe de rotation de l'hélice par rapport à l'axe de la cellule.

18. Aérodyne selon la revendication 17, combinée avec l'une quelconque des revendications 13 à 15, caractérisé par le fait qu'il comprend des moyens de pilotage commandant à la fois les moyens pour créer un couple de rotation et les moyens pour modifier l'angle d'inclinaison a.

19. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il comprend de plus des moyens de réglage (68) du pas de l'hélice (20b), dont un actionnement permet de modifier la vitesse de chute de L'aérodyne.

20. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il comprend de plus des moyens passifs de freinage (16a, 16b,18).

21. Aérodyne selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait que des moyens de chauffage de l'hélice sont prévus.

22. Aérodyne selon L'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il constitue une sonde spatiale (10).

23. Aérodyne selon L'une quelconque des revendications 1 à 21, caractérisé par le fait qu'il constitue un engin aérien télécommandé (10).