FR2941920A1 - Captive aerodyne i.e. unmanned aerodyne, launching and receiving system for monitoring maritime area, has device measuring inclination angle of link to determine aerodyne position and modify position of engine to achieve determined position - Google Patents

Captive aerodyne i.e. unmanned aerodyne, launching and receiving system for monitoring maritime area, has device measuring inclination angle of link to determine aerodyne position and modify position of engine to achieve determined position Download PDF

Info

Publication number
FR2941920A1
FR2941920A1 FR0900618A FR0900618A FR2941920A1 FR 2941920 A1 FR2941920 A1 FR 2941920A1 FR 0900618 A FR0900618 A FR 0900618A FR 0900618 A FR0900618 A FR 0900618A FR 2941920 A1 FR2941920 A1 FR 2941920A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
aerodyne
cable
link
inclination
launching
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.)
Granted
Application number
FR0900618A
Other languages
French (fr)
Other versions
FR2941920B1 (en
Inventor
Didier Esteyne
Didier Sangouard
Pierre Becker
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.)
Geocean SAS
Original Assignee
Geocean SAS
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 Geocean SAS filed Critical Geocean SAS
Priority to FR0900618A priority Critical patent/FR2941920B1/en
Priority to PCT/FR2010/000107 priority patent/WO2010092253A1/en
Publication of FR2941920A1 publication Critical patent/FR2941920A1/en
Application granted granted Critical
Publication of FR2941920B1 publication Critical patent/FR2941920B1/en
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F3/00—Ground installations specially adapted for captive aircraft
    • B64F3/02—Ground installations specially adapted for captive aircraft with means for supplying electricity to aircraft during flight
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U80/00—Transport or storage specially adapted for UAVs
    • B64U80/80—Transport or storage specially adapted for UAVs by vehicles
    • B64U80/84—Waterborne vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U80/00—Transport or storage specially adapted for UAVs
    • B64U80/80—Transport or storage specially adapted for UAVs by vehicles
    • B64U80/86—Land vehicles
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0866—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted to captive aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/80—Arrangement of on-board electronics, e.g. avionics systems or wiring
    • B64U20/87—Mounting of imaging devices, e.g. mounting of gimbals
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography
    • B64U2101/31—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography for surveillance
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B64U2201/202—Remote controls using tethers for connecting to ground station

Abstract

The system has an angle measurement device (34) for measuring angle of inclination of a filiform link i.e. power supply cable (12), of a propulsion engine of a captive aerodyne (10), so as to determine a position of the aerodyne based on the inclination of the link and to modify the position of the engine to achieve the determined position. A tubular sleeve (77) slidingly receives the cable, where the sleeve is fixed to plates (66, 67) by a universal joint. Sensors (75, 76) measure angular positions of the sleeve with respect to the plates. An independent claim is also included for a method for controlling and/or commanding a position of an aerodyne connected to a launching and receiving device by a deformable filiform link.

Description

DESCRIPTION DESCRIPTION

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention est relative aux engins volants captifs 5 motorisés et à des systèmes de commande, de décollage, et d'atterrissage, pour des engins volants captifs motorisés. L'invention est notamment relative aux aérodynes sans pilote comportant une hélice carénée reliée à une base par un lien filiforme assurant l'alimentation électrique d'un moteur entraînant en rotation 10 l'hélice qui assure la sustentation de l'aérodyne, et à des systèmes de commande, de décollage, et d'atterrissage, pour de tels aérodynes captifs. ETAT DE LA TECHNIQUE Les brevets FR-1179597 et GB-897756 décrivent une balise aérienne reliée à un poste de contrôle par un dispositif d'attache souple, 15 la balise étant sustentée par une ou deux hélices carénée(s). Cette balise comporte un carénage à bord d'attaque arrondi qui entoure une hélice - ou deux hélices contrarotatives - mue(s) par un moteur électrique ou thermique porté par des bras solidaires du carénage. 20 La balise est reliée à un poste de contrôle au sol par un câble enroulé sur un treuil en vue de contrôler l'altitude de la balise, le câble servant à alimenter le moteur électrique de la balise. Un véhicule automoteur sert à transporter la balise et sert de poste de contrôle. Cette balise peut être utilisée pour élever et maintenir en altitude 25 un iconoscope ou un radar notamment. Afin de maintenir la balise à l'aplomb du poste de contrôle au sol, il est prévu une installation comportant des détecteurs propres à déceler un déport transversal de la balise, par un faisceau de localisation de la balise, par émission calorifique ou de lumière polarisée à partir de la 30 balise, ou par un radar, ainsi qu'un dispositif de stabilisation latérale de la balise par action sur des volets servant de gouvernes qui sont répartis à la périphérie du bord de fuite du carénage. TECHNICAL FIELD The present invention relates to motorized powered captive gears and to control, take-off, and landing systems for motorized captive flying gears. The invention relates in particular to unmanned aerodynes comprising a faired propeller connected to a base by a filiform link providing electrical power to a motor driving in rotation the propeller which provides the lift of the aerodyne, and to control, take-off, and landing systems for such captive aerodynes. STATE OF THE ART Patents FR-1179597 and GB-897756 describe an air beacon connected to a control station by a flexible attachment device, the beacon being supported by one or two faired propellers. This beacon has a fairing with rounded leading edge which surrounds a propeller - or two counter-rotating propellers - moved (s) by an electric or thermal motor carried by arms integral with the fairing. The beacon is connected to a ground control station by a cable wound on a winch to control the altitude of the beacon, the cable used to power the electric motor of the beacon. A self-propelled vehicle is used to carry the beacon and serves as a checkpoint. This beacon can be used to raise and maintain at altitude 25 an iconoscope or a radar in particular. In order to keep the beacon above the ground control station, an installation is provided with detectors suitable for detecting a transverse offset of the beacon, a beacon locating beam, heat emission or polarized light. from the beacon, or by radar, and a device for lateral stabilization of the beacon by acting on flaps serving as control surfaces which are distributed around the periphery of the trailing edge of the fairing.

Pour permettre la stabilisation latérale par basculement de la balise, la liaison entre le câble et la balise est réalisée par un dispositif à cardan dont le centre est situé à proximité du centre de gravité de la balise. To allow lateral stabilization by tilting of the beacon, the connection between the cable and the beacon is performed by a cardan device whose center is located near the center of gravity of the beacon.

Afin d'éviter qu'une torsion du câble n'impose un couple de roulis à la balise, un palier est prévu entre l'extrémité du câble et l'attache à cardan sur la balise, le palier comportant des frotteurs et bagues de contact pour établir une continuité des circuits électriques entre la câble et les appareils portés par la balise. In order to prevent a torsion of the cable from imposing a rolling torque on the beacon, a bearing is provided between the end of the cable and the cardan fastener on the beacon, the bearing comprising friction and contact rings. to establish a continuity of the electrical circuits between the cable and the devices carried by the beacon.

Un inconvénient de ce système de balise captive est son instabilité lors de son décollage de la plateforme qui sert à la transposter et lors de son atterrissage sur cette plateforme. Un inconvénient de ce système est que cette balise n'est pas adaptée pour être positionnée ailleurs qu'à l'aplomb de son poste de contrôle, ni, à fortiori, pour se déplacer par rapport à la verticale du poste de contrôle. Un inconvénient de ce système d'engin volant captif est qu'une panne des gouvernes, du moteur d'entraînement de l'hélice, et/ou des moyens de commande de ces organes, est susceptible d'entraîner la chute de la balise et sa destruction. EXPOSÉ DE L'INVENTION Un objectif de l'invention est de proposer une base ou plateforme facilitant le décollage et l'atterrissage d'un tel aérodyne. Un objectif de l'invention est de proposer un tel aérodyne dont le décollage et l'atterrissage soient facilités. Un objectif de l'invention est de proposer un tel aérodyne dont la récupération soit facilitée en cas de panne d'un de ses organes vitaux. Un objectif de l'invention est de proposer un procédé de récupération d'un tel aérodyne en cas de panne d'un de ses organes vitaux . Un objectif de l'invention est de proposer un procédé et un dispositif de contrôle et de commande qui facilitent la maîtrise du j déplacement de l'aérodyne par rapport à la base à laquelle l'aérodyne est relié. Un objectif de l'invention est de proposer des aérodynes captifs et des systèmes de commande, de décollage, et d'atterrissage de ces aérodynes captifs qui soi(en)t amélioré(s) et/ou qui remédie(nt), en partie au moins, aux lacunes ou inconvénients des aérodynes et systèmes connus. Selon un aspect de l'invention, il est proposé un aérodyne comportant une hélice de sustentation, une carène entourant l'hélice, un moteur électrique rotatif pour l'entraînement en rotation de l'hélice par rapport à la carène, ainsi qu'un train d'atterrissage qui est relié à la carène par une liaison à cardan, le train d'atterrissage comportant des moyens de liaison servant à relier le train d'atterrissage à un câble permettant de retenir l'aérodyne captif d'une base ou plateforme et permettant d'alimenter le moteur électrique, de manière à faciliter le positionnement et l'atterrissage de l'aérodyne sur la base ou plateforme. Selon des modes préférés de réalisation de l'invention : - les moyens de liaison entre le train d'atterrissage et le câble peuvent être prévus dans la partie inférieure centrale du train 20 d'atterrissage ; - ces moyens de liaison peuvent être réalisés par pincement du câble au voisinage de son extrémité, ou bien par d'autres moyens de solidarisation du câble au train d'atterrissage, en particulier par des moyens de blocage mécanique d'une partie du câble; 25 - un lien filiforme peut être prévu en sus pour coopérer mécaniquement avec le câble d'alimentation et/ ou le renforcer; dans ce cas, de préférence, le lien filiforme peut entourer ou gainer le câble, ou peut être intégré autrement à celui-ci - le train d'atterrissage peut comporter une pièce centrale recevant 30 ou intégrant tout ou partie desdits moyens de liaison, ainsi qu'au moins trois bras formant des patins et s'étendant radialement à partir de la pièce centrale ; - les bras du train d'atterrissage peuvent comporter - le cas échéant chacun - une partie sensiblement rectiligne fixée à la pièce centrale ainsi qu'une partie incurvée vers le haut prolongeant la partie sensiblement rectiligne du bras - certains au moins des bras du train d'atterrissage peuvent comporter une structure creuse apte à recevoir une partie au moins des conducteurs du câble d'alimentation ; - lesdits moyens de liaison et les bras ou patins du train d'atterrissage s'étendent de préférence à distance du carénage, sous l'extrémité inférieure de celui-ci. Pour assurer la liaison par cardan, le train d'atterrissage comporte une couronne entourant la carène, deux liaisons pivotantes - selon un premier axe de pivotement - assurant la liaison entre la couronne et la carène ; le train d'atterrissage comporte en outre deux autres liaisons pivotantes - selon un second axe de pivotement - qui assurent la liaison entre la couronne et la partie inférieure du train d'atterrissage, les deux axes de pivotement étant perpendiculaires et sécants, leur point d'intersection étant de préférence proche du - en particulier sensiblement confondu avec le - centre de gravité de l'aérodyne. A disadvantage of this captive beacon system is its instability when it takes off from the platform that is used to transpose it and when landing on this platform. A disadvantage of this system is that this beacon is not adapted to be positioned elsewhere than in line with its control station, nor, a fortiori, to move relative to the vertical of the control station. A disadvantage of this captive flying machine system is that a failure of the control surfaces, the drive motor of the propeller, and / or control means of these organs, is likely to cause the fall of the beacon and its destruction. SUMMARY OF THE INVENTION An object of the invention is to provide a base or platform facilitating the take-off and landing of such an aircraft. An object of the invention is to provide such an aircraft whose take-off and landing are facilitated. An object of the invention is to provide such an aerodyne whose recovery is facilitated in case of failure of one of its vital organs. An object of the invention is to provide a method of recovering such an aircraft in case of failure of one of its vital organs. An object of the invention is to provide a method and a control and control device which facilitate control of the movement of the aerodyne relative to the base to which the aerodyne is connected. An object of the invention is to provide captive aerodynes and control systems, takeoff, and landing of these captive aerodynes which are improved and / or which remedies, in part at least, to the shortcomings or disadvantages of aerodynes and known systems. According to one aspect of the invention, there is provided an aerodyne comprising a lift propeller, a hull surrounding the propeller, a rotary electric motor for driving the propeller in rotation relative to the hull, and a landing gear which is connected to the hull by a universal joint, the landing gear comprising connecting means for connecting the landing gear to a cable for retaining the captive aerodyne of a base or platform and for powering the electric motor, so as to facilitate the positioning and landing of the aircraft on the base or platform. According to preferred embodiments of the invention: the connection means between the landing gear and the cable can be provided in the lower central part of the landing gear; - These connecting means may be made by clamping the cable near its end, or by other means of securing the cable to the landing gear, in particular by mechanical locking means of a portion of the cable; A filiform link may be provided in addition to mechanically cooperate with and / or reinforce the power cable; in this case, preferably, the filiform link may surround or sheath the cable, or may be integrated otherwise therein - the landing gear may comprise a central part receiving or integrating all or part of said connecting means, as well as at least three arms forming pads and extending radially from the central piece; the landing gear arms may comprise, where appropriate each, a substantially rectilinear part fixed to the central part and an upwardly curved part extending the substantially rectilinear part of the arm; at least some of the arms of the landing gear; landing may comprise a hollow structure adapted to receive at least a portion of the conductors of the power cable; said connecting means and the arms or pads of the landing gear preferably extend at a distance from the fairing, under the lower end thereof. To ensure the connection by cardan, the landing gear comprises a ring surrounding the hull, two pivotal connections - along a first pivot axis - providing the connection between the ring and the hull; the landing gear further comprises two other pivotal connections - along a second pivot axis - which provide the connection between the crown and the lower part of the landing gear, the two pivot axes being perpendicular and intersecting, their point of intersection being preferably close to the - in particular substantially coincident with the - center of gravity of the aircraft.

De préférence, les liaisons pivotantes sont creuses et reçoivent une partie au moins des conducteurs du câble d'alimentation. L'invention permet d'éviter l'endommagement de l'engin - ou aérodyne - à décollage et atterrissage (sensiblement) vertical, par des chocs contre le sol ou contre une plateforme d'atterrissage ou de décollage, lorsque l'aérodyne est proche du sol ou de cette plateforme. L'invention permet de limiter l'instabilité et autres conséquences néfastes des turbulences susceptibles d'apparaître dans le flux d'air éjecté par la base du carénage de l'appareil, lorsque l'aérodyne est proche du sol ou d'une plateforme de décollage ou d'atterrissage. Preferably, the pivotal connections are hollow and receive at least a portion of the conductors of the power cable. The invention makes it possible to avoid the damage of the machine - or aerodyne - to take-off and landing (substantially) vertical, by shocks against the ground or against a landing or take-off platform, when the aircraft is close from the ground or from this platform. The invention makes it possible to limit the instability and other harmful consequences of the turbulence likely to appear in the flow of air ejected by the base of the fairing of the apparatus, when the aircraft is close to the ground or a platform of take off or landing.

L'invention permet également de limiter l'instabilité de l'aérodyne susceptible de résulter de mouvements du train d'atterrissage et/ou du câble par rapport à la carène de l'aérodyne. The invention also makes it possible to limit the instability of the aerodyne likely to result from movements of the landing gear and / or the cable relative to the hull of the aircraft.

A cet effet notamment, selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un système de lancement et de réception d'un aérodyne captif qui comporte une plateforme de décollage et d'atterrissage qui est percée d'une ou plusieurs ouverture(s) - ou ajourée -, de manière à ce qu'une partie au moins du flux d'air - descendant et sensiblement vertical - soufflé par l'hélice à la base du carénage puisse traverser la plateforme par l'ouverture (ou les ouvertures) prévue(s) dans celle-ci. De préférence, la plateforme présente une forme ou configuration adaptée à la forme ou configuration du train d'atterrissage de l'engin volant, de manière à faciliter le centrage de l'aérodyne par rapport à la plateforme lors de l'atterrissage. En particulier, lorsque le train d'atterrissage de l'engin volant comporte des bras ou patins sensiblement rectilignes et coplanaires, la plateforme présente une structure ajourée s'étendant le long d'un plan qui est généralement sensiblement horizontal. Cette structure ajourée peut comporter des croisillons (ou poutres entrecroisées) délimitant entre eux (elles) des ouvertures permettant le passage du flux d'air. Lorsque le train d'atterrissage comporte des bras relevés (incurvés) vers le haut, la plateforme peut en outre comporter une structure ajourée de dimensions et inclinaison correspondante ; cette structure peut alors comporter un grillage ou treillis évasé vers le haut, en particulier s'étendant le long d'un tronc de cône. Selon un mode de réalisation, cette plateforme sur laquelle peut reposer l'engin volant par son train d'atterrissage, avant son décollage et après son atterrissage, est soutenue au dessus du sol ou de la structure d'un mobile - tel qu'un navire - équipé du système de lancement de l'engin volant, à une hauteur située dans une plage allant de un mètre environ à cinq ou dix mètres environ. For this purpose in particular, according to another aspect of the invention, there is provided a system for launching and receiving a captive aerodyne which comprises a take-off and landing platform which is pierced with one or more openings (s). ) - or perforated - so that at least a portion of the airflow - descending and substantially vertical - blown by the propeller at the base of the fairing can cross the platform through the opening (or openings) provided in it. Preferably, the platform has a shape or configuration adapted to the shape or configuration of the landing gear of the flying machine, so as to facilitate the centering of the aerodyne relative to the platform during landing. In particular, when the landing gear of the flying machine comprises substantially rectilinear arms and pads coplanar, the platform has a perforated structure extending along a plane which is generally substantially horizontal. This perforated structure may comprise crosspieces (or intersecting beams) delimiting between them (they) openings allowing the passage of the air flow. When the landing gear has raised arms (curved) upwards, the platform may further comprise a perforated structure of corresponding dimensions and inclination; this structure may then comprise a mesh or lattice flared upward, in particular extending along a truncated cone. According to one embodiment, this platform on which the flying machine can rest by its landing gear, before its takeoff and after landing, is supported above the ground or the structure of a mobile - such as a ship - equipped with the launching system of the flying machine, at a height in the range of about one meter to about five or ten meters.

A cet effet, la piateforme peut être fixée à l'extrémité supérieure d'un mât dont la base est fixée au sol, le mât pouvant être télescopique ou de hauteur variable et/ou ajustable. For this purpose, the platform may be attached to the upper end of a mast whose base is fixed to the ground, the mast may be telescopic or height variable and / or adjustable.

Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un système de lancement et de réception d'un aérodyne maintenu captif par un câble, qui comporte un dispositif de mesure de l'inclinaison du câble, de manière à permettre de déterminer la position (en vol) de l'aérodyne en fonction de l'inclinaison mesurée, et à permettre le cas échéant de modifier la position de l'aérodyne en vue d'atteindre une position déterminée (souhaitée). Selon un mode préféré de réalisation, le dispositif de mesure comporte un fourreau conçu pour recevoir le lien/câble en permettant son coulissement, le fourreau étant fixé à un support par l'intermédiaire d'une liaison à cardan, ainsi que deux capteurs de mesure de la position angulaire du fourreau par rapport au support, respectivement selon deux axes d'inclinaison orthogonaux correspondant respectivement aux deux axes de rotation de la liaison à cardan. According to another aspect of the invention, there is provided a system for launching and receiving an aerodyne held captive by a cable, which comprises a device for measuring the inclination of the cable, so as to make it possible to determine the position (in flight) of the aircraft according to the measured inclination, and to possibly change the position of the aircraft to reach a specific position (desired). According to a preferred embodiment, the measuring device comprises a sleeve designed to receive the link / cable by allowing it to slide, the sleeve being fixed to a support via a universal joint, as well as two measurement sensors. the angular position of the sheath relative to the support, respectively according to two orthogonal inclination axes respectively corresponding to the two axes of rotation of the universal joint.

Le système de lancement et de réception comporte en outre à cet effet un dispositif de mesure de la longueur du lien/câble s'étendant entre le fourreau - et/ou la plateforme - et l'aérodyne. Les mesures de position angulaire et de longueur du lien/câble permettent ainsi de déterminer directement la position de l'aérodyne par rapport à la plateforme - au fourreau -, dans un système de coordonnées cylindriques doté d'un repère dont l'origine correspond au fourreau - à la plateforme-. A cet effet également, le système de lancement et de réception comporte de préférence des moyens de mesure de la tension du lien/câble, ainsi que des moyens de calcul couplés aux moyens de mesure pour estimer la déformation du lien/câble, et pour déterminer la distance séparant l'engin volant du fourreau en fonction de cette déformation et de la longueur du lien/câble s'étendant entre le fourreau et l'engin volant. The launching and receiving system further comprises for this purpose a device for measuring the length of the link / cable extending between the sheath - and / or the platform - and the aerodyne. The measurements of angular position and length of the link / cable thus make it possible to directly determine the position of the aerodyne relative to the platform - in the sheath - in a cylindrical coordinate system with a marker whose origin corresponds to the sheath - on the platform-. For this purpose also, the launching and receiving system preferably comprises means for measuring the voltage of the link / cable, as well as calculation means coupled to the measuring means for estimating the deformation of the link / cable, and for determining the distance separating the flying machine from the sheath according to this deformation and the length of the link / cable extending between the sheath and the flying machine.

La déformation du lien ou câble peut correspondre sensiblement à une chaînette, cette déformation étant essentiellement due au poids propre du lien/câble, et le cas échéant au vent (vent relatif lorsque le système est monté à bord d'un mobile en déplacement), et/ou aux conditions météorologiques. En d'autres termes, et selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un procédé de contrôle et/ou de commande de la position (relative) d'un aérodyne relié par un câble à un dispositif de lancement et de réception, dans lequel : - on mesure l'inclinaison du câble par rapport au dispositif de lancement et de réception, - on détermine la distance séparant l'aérodyne du dispositif de lancement et de réception, en particulier en déterminant la longueur ainsi que la déformation du lien/câble reliant l'aérodyne au dispositif de lancement et de réception, - on détermine la position (relative) de l'aérodyne par rapport au dispositif de lancement et de réception, en fonction de la distance et de 15 l'inclinaison, - on compare la position de l'aérodyne ainsi déterminée à une consigne de position pour l'aérodyne et, le cas échéant, - on commande un déplacement de l'aérodyne en fonction du résultat de la comparaison, en vue de faire correspondre la position 20 déterminée à la consigne de position. L'invention permet de réaliser simplement un système de pilotage de la position de l'aérodyne par rapport au dispositif de lancement et de réception, qui est particulièrement simple et efficace, en particulier lorsque la distance séparant l'aérodyne de son dispositif de lancement 25 est faible, notamment lorsque cette distance est située dans une plage allant de quelques mètres à quelques dizaines ou centaines de mètres. L'invention permet également de faciliter la récupération de l'aérodyne lors d'une panne d'un de ses organes vitaux , en particulier en cas de panne du moteur de propulsion de l'hélice de sustentation, en 30 cas de panne d'une ou plusieurs gouverne(s) de l'aérodyne, ou en cas de panne d'une unité électronique ou mécanique embarquée de mesure ou de commande, telle qu'un altimètre, un système de positionnement par satellite, une centrale inertielle, un actionneur de gouverne, ou un convertisseur d'alimentation des actionneurs électriques, par exemple. A cet effet, conformément à un autre aspect de l'invention, on équipe l'aérodyne d'un parachute, et, lors de la détection d'une :5 panne d'un organe vital de l'aérodyne: - on provoque le déploiement du parachute, et - on rapproche l'aérodyne de son dispositif de lancement et de réception en exerçant une traction sur le lien/câble. Durant la phase de rapprochement, on peut le cas échéant 10 commander la position de suspentes équipant le parachute afin de faire suivre une trajectoire déterminée à l'aérodyne relié/suspendu au parachute. Durant cette phase, le contrôle de la trajectoire de l'aérodyne est également facilité par l'usage du dispositif de détermination de position à 15 l'aide de la mesure de l'inclinaison du lien/câble. Ainsi, selon un aspect de l'invention, il est proposé un aérodyne comportant une hélice de sustentation, une carène entourant l'hélice, un moteur électrique rotatif pour l'entraînement en rotation de l'hélice par rapport à la carène, ainsi qu'un compartiment relié à la carène et conçu 20 pour recevoir un parachute permettant, lorsqu'il est déployé à l'extérieur du compartiment, de ralentir la chute de l'aérodyne captif, de manière à faciliter le rapprochement de l'aérodyne d'une plateforme de lancement et de réception, le rapprochement étant obtenu par une traction exercée sur un lien ou câble reliant l'aérodyne à la plateforme. 25 A cet effet, le compartiment est muni d'une paroi mobile ou amovible - éjectable - dont l'ouverture ou l'éjection permet le déploiement du parachute, et l'aérodyne est équipé de moyens de commande pour commander l'ouverture ou l'éjection de cette paroi en fonction d'un signal de détection de panne d'un organe vital de 30 l'aérodyne. Selon un mode préféré de réalisation, le compartiment est disposé au dessus de la carène, en amont de l'ouverture d'entrée d'air dans la carène, par référence au sens de déplacement de l'air traversant la carène, et est relié à la carène par au moins deux bras, en particulier par trois ou quatre bras. Ces bras présentent de préférence une structure creuse, en particulier une structure tubulaire, les bras pouvant recevoir des conducteurs électriques (fils ou câbles), notamment des conducteurs électriques transportant des signaux d'alimentation ou de contrôle commande d'actionneurs, pour l'ouverture du compartiment en particulier. The deformation of the link or cable may correspond substantially to a chain, this deformation being essentially due to the weight of the link / cable, and possibly to the wind (relative wind when the system is mounted on a mobile moving), and / or weather conditions. In other words, and according to another aspect of the invention, there is provided a method for controlling and / or controlling the (relative) position of an aerodyne connected by a cable to a launching and receiving device , in which: - the inclination of the cable with respect to the launching and receiving device is measured, - the distance separating the aerodyne from the launching and receiving device is determined, in particular by determining the length as well as the deformation of the link / cable connecting the aerodyne to the launching and receiving device, the position (relative) of the aerodyne relative to the launching and receiving device is determined as a function of the distance and the inclination; the position of the aerodyne thus determined is compared to a position setpoint for the aerodyne and, where appropriate, the aerodyne is moved according to the result of the comparison, in order to match the position 20 determined at the position setpoint. The invention makes it possible to simply produce a system for controlling the position of the aerodyne with respect to the launching and receiving device, which is particularly simple and effective, in particular when the distance separating the aerodyne from its launcher 25 is weak, especially when this distance is situated in a range from a few meters to a few tens or hundreds of meters. The invention also makes it possible to facilitate the recovery of the aerodyne during a failure of one of its vital organs, in particular in the event of a failure of the propulsion motor of the lift propeller, in the event of failure of the aircraft. one or more rudders of the aerodyne, or in the event of failure of an on-board electronic or mechanical measurement or control unit, such as an altimeter, a satellite positioning system, an inertial unit, an actuator steering, or a power converter of electric actuators, for example. For this purpose, in accordance with another aspect of the invention, the aerodyne is equipped with a parachute and, when a breakdown of a vital organ of the aircraft is detected: deployment of the parachute, and - the aerodyne is brought closer to its launching and receiving device by exerting traction on the link / cable. During the approach phase, it may be necessary to control the position of lines fitted to the parachute to follow a specific trajectory to the aerodyne connected / suspended parachute. During this phase, the control of the aerodyne trajectory is also facilitated by the use of the position determination device by means of the measurement of the inclination of the link / cable. Thus, according to one aspect of the invention, there is provided an aerodyne comprising a lift propeller, a hull surrounding the propeller, a rotary electric motor for driving the propeller in rotation relative to the hull, and a compartment connected to the hull and designed to receive a parachute allowing, when deployed outside the compartment, to slow down the fall of the captive aerodyne, so as to facilitate the approximation of the aerodyne of a launching and receiving platform, the connection being obtained by a traction exerted on a link or cable connecting the aerodyne to the platform. For this purpose, the compartment is provided with a mobile or removable wall - ejectable - whose opening or ejection allows the deployment of the parachute, and the aircraft is equipped with control means to control the opening or the ejection of this wall according to a failure detection signal of a vital organ of the aircraft. According to a preferred embodiment, the compartment is disposed above the hull, upstream of the air inlet opening in the hull, with reference to the direction of movement of the air passing through the hull, and is connected to at the hull by at least two arms, in particular by three or four arms. These arms preferably have a hollow structure, in particular a tubular structure, the arms being able to receive electrical conductors (wires or cables), in particular electrical conductors carrying actuator supply or control signals, for the opening compartment in particular.

D'autres aspects, caractéristiques, et avantages de l'invention apparaissent dans la description suivante qui se réfère aux figures annexées et illustre, sans aucun caractère limitatif, des modes préférés de réalisation de l'invention. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES La figure 1 illustre un aérodyne et son système de lancement et de récupération selon un mode de réalisation de l'invention. La figure 2 illustre, en vue en perspective avec arrachement, un aérodyne selon un mode de réalisation de l'invention. La figure 3 illustre, en vue en perspective éclatée, un train 20 d'atterrissage et sa liaison à la carène d'un aérodyne selon un mode de réalisation de l'invention. La figure 4 illustre un aérodyne et sa structure de lancement ainsi qu'un détail à échelle agrandie de la partie de cette structure qui comporte un dispositif de mesure de l'inclinaison du câble reliant 25 l'aérodyne à la structure de lancement. La figure 5 illustre, à échelle encore agrandie, dans une configuration différente et sous un angle de vue différent, le dispositif de mesure de l'inclinaison du câble reliant l'aérodyne à la structure de lancement. 30 La figure 6 illustre schématiquement, en vue en plan, la structure ajourée de réception et de lancement de l'aérodyne ainsi que le dispositif de mesure d'inclinaison du câble de liaison. Other aspects, features, and advantages of the invention appear in the following description which refers to the appended figures and illustrates, without any limiting character, preferred embodiments of the invention. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES FIG. 1 illustrates an aerodyne and its launch and recovery system according to one embodiment of the invention. Figure 2 illustrates, in perspective view with tear, an aerodyne according to one embodiment of the invention. FIG. 3 illustrates, in exploded perspective view, a landing gear and its connection to the hull of an aerodyne according to one embodiment of the invention. FIG. 4 illustrates an aerodyne and its launch structure as well as an enlarged detail of the part of this structure which comprises a device for measuring the inclination of the cable connecting the aerodyne to the launch structure. FIG. 5 illustrates, on an even larger scale, in a different configuration and under a different angle of view, the device for measuring the inclination of the cable connecting the aerodyne to the launch structure. FIG. 6 schematically illustrates, in plan view, the open structure for receiving and launching the aerodyne as well as the device for measuring the inclination of the connecting cable.

Les figures 7 et 8 illustrent schématiquement l'utilisation d'un aérodyne selon l'invention, à bord un navire équipé du système d'observation incluant l'aérodyne, dans deux configuration distinctes : une configuration illustrée figure 7 dans laquelle l'aérodyne survole le navire, et une configuration illustrée figure 8 dans laquelle l'aérodyne défectueux est soutenu par un parachute. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Sauf indication explicite ou implicite contraire, des repères identiques sur les figures désignent des éléments, organes, ou composants structurellement ou fonctionnellement identiques ou similaires. Sauf indication explicite ou implicite contraire, les termes arnont et aval sont utilisés par référence au sens de circulation de l'air dans la carène de l'aérodyne, qui est illustré par les flèches 38 et 39 figure 2. Sauf indication explicite ou implicite contraire, le terme roulis est utilisé pour désigner, pour un mobile déterminé tel qu'un aérodyne ou un navire, une rotation selon l'axe longitudinal du mobile considéré ; de la même façon, les termes tangage et lacet sont utilisés pour désigner les rotations selon deux axes orthogonaux et perpendiculaires à l'axe de roulis, pour chaque mobile considéré. Par conséquent, lorsque les axes longitudinaux respectifs de deux mobiles ne sont ni confondus, ni parallèles, comme cela est le cas des axes longitudinaux respectifs de l'aérodyne et du navire illustrés figures 7 et 8, leurs axes de roulis respectifs ne sont pas confondus, pas plus que ne le sont leurs axes de tangage ou de lacet respectifs. Les aérodynes, procédés et systèmes selon l'invention peuvent notamment équiper un navire (repère 99 figures 7 et 8) afin de faciliter la surveillance d'une zone maritime à l'aide d'une caméra (repère 21 figure 2) équipant l'aérodyne. Un système de surveillance selon l'invention consiste essentiellement en un aérodyne 10 relié à un système 11 de décollage, d'atterrissage et de contrôle du vol de l'aérodyne, comme illustré en particulier figure 1, par un câble 12. Le câble ou ombilical 12 peut assurer l'alimentation du moteur de propulsion de l'aérodyne, l'alimentation (en basse tension) des capteurs, actionneurs et/ou équipements électroniques embarqués, ainsi que la tenue mécanique à la traction exercée par l'aérodyne (qui excède le poids propre de l'aérodyne et du câble suspendu à celui-ci). La tension d'alimentation du moteur de propulsion peut être de l'ordre de plusieurs centaines de volts, en particulier de l'ordre de 400 volts à 600 volts au moins, ce qui permet de réduire la masse des conducteurs du câble 12 ainsi que celle du moteur. Par référence aux figures 1 et 2 notamment, le système 11 comporte une unité 18 de décollage et d'atterrissage et une unité 22 de contrôle et de commande. FIGS. 7 and 8 schematically illustrate the use of an aerodyne according to the invention, on board a vessel equipped with the observation system including the aerodyne, in two distinct configurations: a configuration illustrated in FIG. 7 in which the aircraft looks over the vessel, and a configuration shown in Figure 8 in which the defective aerodyne is supported by a parachute. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Unless otherwise explicitly or implicitly indicated, like reference numerals in the figures denote structurally or functionally identical or similar elements, members, or components. Unless expressly or implicitly stated otherwise, the terms arnont and aval are used with reference to the direction of air circulation in the hull of the aircraft, which is illustrated by arrows 38 and 39 in Figure 2. Unless explicitly or implicitly stated otherwise , the term roll is used to designate, for a given mobile such as an aerodyne or a ship, a rotation along the longitudinal axis of the mobile considered; in the same way, the terms pitch and yaw are used to designate the rotations along two orthogonal axes and perpendicular to the roll axis, for each mobile considered. Consequently, when the respective longitudinal axes of two mobiles are neither coincidental nor parallel, as is the case with the respective longitudinal axes of the aircraft and the ship illustrated in FIGS. 7 and 8, their respective roll axes are not merged. nor are their respective pitch or yaw axes. The aerodynes, processes and systems according to the invention can in particular equip a ship (reference 99 FIGS. 7 and 8) in order to facilitate the surveillance of a maritime zone by means of a camera (reference 21 FIG. 2) equipping the ship. aerodyne. A surveillance system according to the invention essentially consists of an aerodyne 10 connected to a system 11 for taking off, landing and controlling the flight of the aircraft, as illustrated in particular in FIG. 1, by a cable 12. The cable or umbilical 12 can supply power to the propulsion engine of the aerodyne, the supply (low voltage) sensors, actuators and / or electronic equipment on board, and the mechanical tensile strength exerted by the aerodyne (which exceeds the weight of the aerodyne and the cable suspended there). The supply voltage of the propulsion motor may be of the order of several hundred volts, in particular of the order of 400 volts to at least 600 volts, which makes it possible to reduce the weight of the conductors of the cable 12 as well as that of the engine. With reference to FIGS. 1 and 2 in particular, the system 11 includes a take-off and landing unit 18 and a control and control unit 22.

L'aérodyne 10 comporte une carène 14 tubulaire équipée à son extrémité inférieure d'un boîtier 17 transparent abritant un capteur 21 d'observation, et de gouvernes 23 s'étendant sensiblement radialement autour du boîtier 17, par référence à l'axe longitudinal 24 de l'aérodyne. Le capteur 21 peut être constitué d'une caméra fixe ou orientable ; d'autres capteurs, capteurs de température notamment, peuvent être embarqués à bord de l'aérodyne. Le système de gouvernes, qui sert à diriger le flux d'air expulsé à la base du carénage sous l'impulsion d'une hélice de propulsion, peut comporter une ou deux paires de gouvernes de tangage, une ou deux paires de gouvernes de roulis, et une ou deux paires de gouvernes de lacet. Chacune de ces gouvernes peut être essentiellement constituée d'un volet, les volets étant articulés selon des axes perpendiculaires à l'axe 24, l'inclinaison - autour de ces axes - de ces volets étant commandée par des actionneurs électriques respectifs afin de dévier le flux d'air sortant de la carène, pour provoquer l'inclinaison souhaitée de la carène et diriger l'aérodyne selon la direction souhaitée. The aerodyne 10 comprises a tubular hull 14 equipped at its lower end with a transparent housing 17 housing an observation sensor 21, and control surfaces 23 extending substantially radially around the housing 17, with reference to the longitudinal axis 24. of the aerodyne. The sensor 21 may consist of a fixed or steerable camera; other sensors, including temperature sensors, can be embarked on board the aircraft. The control system, which serves to direct the flow of air expelled at the base of the fairing under the impulse of a propulsion propeller, may comprise one or two pairs of pitch control surfaces, one or two pairs of roll control surfaces. , and one or two pairs of yaw governors. Each of these control surfaces may consist essentially of a flap, the flaps being articulated along axes perpendicular to the axis 24, the inclination - around these axes - of these flaps being controlled by respective electric actuators in order to deflect the air flow exiting the hull, to cause the desired tilt of the hull and direct the aircraft in the desired direction.

Les volets 28, 29 d'une paire de gouvernes peuvent s'étendre sensiblement radialement, par référence à l'axe 24, de part et d'autre du boîtier 17, comme illustré figure 2. La partie supérieure (amont) de la carène est articulée à un train 5 d'atterrissage 13 détaillé ci après, selon deux axes 41, 42 de pivotement perpendiculaires entre eux et perpendiculaires à l'axe 24. La partie supérieure de la carène est équipée d'aubes fixes 27 profilées qui s'étendent sensiblement radialement entre un corps central équipé d'un boîtier 25 abritant le moteur (repère 26 figure 2) de 10 propulsion de l'aérodyne, et la partie périphérique amont 30 de la carène. Ces aubes directrices fixes servent à provoquer un redressement du flux d'air aspiré à l'entrée de la carène afin d'améliorer l'efficacité de l'hélice de propulsion 84 disposée en aval de ces aubes. 15 Par référence à la figure 2, le moteur 26 entraîne en rotation l'hélice 84 de propulsion par l'intermédiaire d'un arbre 83 de transmission s'étendant selon l'axe longitudinal 24 de l'aérodyne. La partie supérieure de la carène reçoit également un boîtier supérieur 16 de forme allongée selon l'axe 24, qui est fixé à la carène par 20 quatre bras 15 ; le boîtier 16 délimite un compartiment inférieur 100 recevant des composants électroniques 97 embarqués de commande des actionneurs de l'aérodyne, et délimite le cas échéant un compartiment supérieur 94 abritant un parachute (repère 91 figure 8). Le parachute 91 permet, lorsqu'il est déployé à l'extérieur du 25 compartiment 94, de ralentir la chute de l'aérodyne, de manière à faciliter le rapprochement de l'aérodyne d'une plateforme de lancement et de réception, le rapprochement pouvant être obtenu par une traction exercée sur le câble 12 reliant l'aérodyne à la plateforme. A cet effet, le boîtier 16 est muni d'une paroi 96 mobile ou 30 amovible - éjectable - dont l'ouverture ou l'éjection permet le déploiement du parachute, et l'aérodyne est équipé de moyens (électriques) de commande pour commander l'ouverture ou l'éjection de cette paroi en fonction d'un signal de détection de panne. Le boîtier 16 est relié à la carène par quatre bras 15 (cf. figures 1 et 2); certains au moins des bras présentent une structure creuse, en particulier une structure tubulaire, à l'intérieur de laquelle s'étendent des conducteurs électriques (fils ou câbles) transportant des signaux de contrôle ou de commande, en particulier des signaux de contrôle ou de commande de l'ouverture du boîtier 16. L'unité 18 de décollage et d'atterrissage comporte une plateforme apte à supporter l'aérodyne reposant par son train d'atterrissage. Par référence aux figures 1 et 6 notamment, cette plateforme comporte des poutres 20 entrecroisées délimitant des ouvertures 31 de passage du flux d'air éjecté par la base de l'aérodyne, et est entourée d'une structure perforée 19 de forme évasée vers le haut. The flaps 28, 29 of a pair of control surfaces may extend substantially radially, with reference to the axis 24, on either side of the housing 17, as illustrated in FIG. 2. The upper part (upstream) of the hull is articulated to a landing gear 13 detailed below, along two axes 41, 42 of pivoting perpendicular to each other and perpendicular to the axis 24. The upper portion of the hull is equipped with profiled fixed vanes 27 which extend substantially radially between a central body equipped with a housing 25 housing the motor (mark 26 Figure 2) propulsion of the aerodyne, and the upstream peripheral portion 30 of the hull. These fixed guide vanes are used to cause a recovery of the air flow sucked at the entrance of the hull to improve the efficiency of the propeller propeller 84 disposed downstream of these blades. With reference to FIG. 2, the motor 26 rotates the propeller 84 by means of a transmission shaft 83 extending along the longitudinal axis 24 of the aerodyne. The upper part of the hull also receives an upper housing 16 of elongate shape along the axis 24, which is fixed to the hull by four arms 15; the housing 16 delimits a lower compartment 100 receiving electronic components 97 onboard control actuators of the aircraft, and delimits where appropriate an upper compartment 94 housing a parachute (reference 91 Figure 8). The parachute 91, when deployed outside the compartment 94, to slow down the fall of the aircraft, so as to facilitate the approximation of the aerodyne of a launching platform and reception, the approximation which can be obtained by traction exerted on the cable 12 connecting the aerodyne to the platform. For this purpose, the housing 16 is provided with a mobile wall 96 or removable - ejectable - whose opening or ejection allows the deployment of the parachute, and the aircraft is equipped with (electric) control means for controlling opening or ejecting this wall according to a fault detection signal. The housing 16 is connected to the hull by four arms 15 (see Figures 1 and 2); at least some of the arms have a hollow structure, in particular a tubular structure, within which electrical conductors (wires or cables) carrying control or control signals, in particular control or signal signals, extend. control of the opening of the housing 16. The unit 18 of takeoff and landing comprises a platform adapted to support the aerodyne resting by its landing gear. With reference to FIGS. 1 and 6 in particular, this platform comprises intersecting beams 20 delimiting openings 31 for passing the flow of air ejected by the base of the aerodyne, and is surrounded by a perforated structure 19 of flared shape towards the above.

Selon une variante de réalisation non représentée, la structure perforée 19 peut présenter une forme de panier, cette structure comportant un fond ajouré/perforé sensiblement plan, disposé sur les poutres et apte à supporter l'aérodyne reposant sur ce fond par son train d'atterrissage. According to an alternative embodiment not shown, the perforated structure 19 may have a basket shape, this structure having a substantially plane perforated / perforated bottom, disposed on the beams and adapted to support the aerodyne resting on this bottom by its train. landing.

La plateforme 18 repose sur une structure 32 par l'intermédiaire d'entretoises 40 ; la structure 32 repose sur le sol de sorte que la plateforme 18 est surélevée par rapport au sol. Dans les modes de réalisation des figures 7 et 8, la plateforme est fixée à l'extrémité supérieure d'un support en forme de mât 95 dont la 25 base est fixée sur le pont du navire 99. Un dispositif 34 de mesure d'angles est disposé sur la structure 32 et sous la plateforme 18, à proximité du plan de pose de l'atterrisseur sur les poutres 20, qui permet de mesurer l'inclinaison du câble 12 par rapport au plan de la plateforme 18. 30 A cet effet, le câble 12, qui est attaché par sa portion 12a à la base de l'atterrisseur 13, comporte une portion 12b traversant la plateforme 18 et un fourreau du dispositif 34 de mesure d'inclinaison. Une portion 12c du câble s'étend entre la structure 32 et une console 33 équipée d'organes de contrôle commande incluant un écran 37 d'ordinateur. Un organe 35 (cf. figures 4, 7 et 8) de guidage du câble tel qu'une poulie est disposé à cet effet dans la structure 32 tandis qu'un treuil ou enrouleur 36 (cf. figures 7 et 8), sur lequel est enroulé le câble, est abrité dans la console 33. Entre le dispositif 34 de mesure d'angles et la poulie 35, il est prévu un dévideur 98 ainsi qu'un capteur de tension de l'ombilical 12. Le dévideur 98 peut être essentiellement constitué par une poulie ou un tambour sur lequel l'ombilical fait un tour, le tambour étant entraîné par un moteur piloté par l'unité 22 de contrôle commande, afin de maîtriser la vitesse de déroulement ou d'enroulement du câble, et de maitriser ainsi la vitesse ascendante ou descendante de l'aérodyne. L'enrouleur ou treuil 36 peut être essentiellement constitué par un tambour recevant l'ombilical 12, exerçant sur celui-ci une tension constante, et équipé d'un capteur délivrant à l'unité 22 un signal (ou une donnée) représentatif de la longueur de câble déroulé. Par référence à la figure 3 notamment, le train d'atterrissage 13 comporte quatre arceaux tubulaires repérés 43 à 46, qui sont reliés deux à deux par quatre manchons 57, 58 pour former une couronne encerclant la pièce 54 d'extrémité amont de la carène. La liaison pivotante entre cette couronne et la pièce 54 est obtenue par deux arbres creux 63 s'étendant au travers de deux paliers 62 alignés qui sont solidaires de la pièce 54 et disposés selon un diamètre de celle-ci. Les arbres 63 s'étendent également au travers de deux alésages respectivement prévus dans les deux manchons 57, de sorte que la pièce 54 peut pivoter librement selon l'axe 42 par rapport à la couronne du train d'atterrissage, l'axe de pivotement 42 étant perpendiculaire à l'axe 24 de symétrie générale de l'aérodyne, ces deux axes étant sécants. La partie inférieure du train d'atterrissage comporte six bras tubulaires radiaux repérés 47 à 52 qui sont respectivement emmanchés, par une de leurs extrémités, dans six manchons prévus dans une pièce centrale 53 de liaison. Le câble 12 est fixé par sa portion 12a à la pièce 53, les conducteurs du câble 12 s'étendant pour partie à l'intérieur du bras 47, et pour partie à l'intérieur du bras 48 qui est diamétralement opposé au bras 47. La fixation du câble 12 à la pièce 53 peut être obtenue par pincement de la gaine du câble au voisinage de son extrémité, ou bien par d'autres moyens de solidarisation mécanique. The platform 18 rests on a structure 32 via spacers 40; the structure 32 rests on the ground so that the platform 18 is raised above the ground. In the embodiments of Figures 7 and 8, the platform is attached to the upper end of a mast-shaped support 95 whose base is fixed to the deck of the ship 99. A device 34 for measuring angles is disposed on the structure 32 and under the platform 18, near the landing plane of the landing gear on the beams 20, which measures the inclination of the cable 12 relative to the plane of the platform 18. 30 For this purpose , the cable 12, which is attached by its portion 12a to the base of the undercarriage 13, has a portion 12b through the platform 18 and a sleeve of the device 34 tilt measurement. A portion 12c of the cable extends between the structure 32 and a console 33 equipped with control elements including a computer screen 37. A member 35 (see FIGS. 4, 7 and 8) for guiding the cable such as a pulley is arranged for this purpose in the structure 32 while a winch or reel 36 (see FIGS. 7 and 8), on which is wound up the cable, is housed in the console 33. Between the device 34 for measuring angles and the pulley 35, there is provided a reel 98 and a voltage sensor of the umbilical 12. The reel 98 can be essentially constituted by a pulley or a drum on which the umbilical makes a turn, the drum being driven by a motor controlled by the control unit 22, in order to control the unwinding speed or winding of the cable, and control the upward or downward speed of the aerodyne. The retractor or winch 36 may consist essentially of a drum receiving the umbilical 12, exerting thereon a constant tension, and equipped with a sensor delivering to the unit 22 a signal (or data) representative of the cable length unrolled. With reference to FIG. 3 in particular, the landing gear 13 comprises four tubular hoops marked 43 to 46, which are connected two by two by four sleeves 57, 58 to form a crown encircling the upstream end piece 54 of the hull. . The pivoting connection between this ring and the piece 54 is obtained by two hollow shafts 63 extending through two aligned bearings 62 which are integral with the piece 54 and arranged in a diameter thereof. The shafts 63 also extend through two bores respectively provided in the two sleeves 57, so that the part 54 can pivot freely about the axis 42 with respect to the landing gear ring, the pivot axis 42 being perpendicular to the axis 24 of general symmetry of the aerodyne, these two axes being intersecting. The lower part of the landing gear comprises six radial tubular arms marked 47 to 52 which are respectively fitted, at one of their ends, into six sleeves provided in a central part 53 connecting. The cable 12 is fixed by its portion 12a to the part 53, the conductors of the cable 12 extending partly inside the arm 47, and partly inside the arm 48 which is diametrically opposite the arm 47. Fixing the cable 12 to the part 53 can be obtained by clamping the cable sheath near its end, or by other mechanical fastening means.

Chacun des bras 47 à 52 présente une première portion rectiligne 59 emmanchée dans la pièce 53, une portion incurvée prolongeant la première portion rectiligne, ainsi qu'une seconde portion rectiligne 60 prolongeant la portion incurvée. On peut observer figure 3 que les portions rectilignes 59 des six 15 bras sont sensiblement coplanaires et sont régulièrement disposées - angulairement - autour de la pièce 53. Les portions rectilignes 59 ont une longueur voisine du rayon de l'ouverture à la base de la structure perforée 19 (figures 1 et 6 notamment), tandis que l'inclinaison des portions rectilignes 60 des bras 20 47-52 correspond sensiblement à celle de la structure perforée 19, afin de faciliter 1' accostage de l'aérodyne sur la plateforme de réception, lors de la phase finale d'atterrissage. Comme illustré figures 2 et 3, la portion 60 de chacun des bras principaux 47 et 48 est incurvée vers le haut, chaque portion incurvée 25 étant prolongée par une troisième portion rectiligne 61. Les extrémités supérieures 47a, 48a respectives des deux bras opposés 47, 48 sont chacune équipée d'un raccord 64 pourvu d'un alésage permettant l'obtention d'une liaison pivotante entre ces bras et la couronne 43 à 46, 57, 58. 30 Cette liaison pivotante est obtenue par deux autres arbres creux 65 s'étendant respectivement au travers des alésages prévus dans les raccords 64. Each of the arms 47 to 52 has a first rectilinear portion 59 fitted in the part 53, a curved portion extending the first rectilinear portion, and a second straight portion 60 extending the curved portion. FIG. 3 shows that the rectilinear portions 59 of the six arms are substantially coplanar and are regularly angularly arranged around the piece 53. The rectilinear portions 59 have a length that is close to the radius of the opening at the base of the structure. perforated 19 (Figures 1 and 6 in particular), while the inclination of the straight portions 60 of the arms 47-52 substantially corresponds to that of the perforated structure 19, to facilitate 1 docking of the aircraft on the receiving platform during the final landing phase. As illustrated in FIGS. 2 and 3, the portion 60 of each of the main arms 47 and 48 is curved upwards, each curved portion 25 being extended by a third rectilinear portion 61. The respective upper ends 47a, 48a of the two opposite arms 47, 48 are each equipped with a coupling 64 provided with a bore enabling a pivoting connection to be obtained between these arms and the ring 43 to 46, 57, 58. This pivoting connection is obtained by two other hollow shafts 65 s extending respectively through the bores provided in the connectors 64.

Les arbres 65 s'étendent également au travers de deux alésages respectivement prévus dans les deux manchons 58, de sorte que les bras 47, 48 peuvent pivoter librement selon l'axe 41 par rapport à la couronne du train d'atterrissage. The shafts 65 also extend through two bores respectively provided in the two sleeves 58, so that the arms 47, 48 can freely rotate along the axis 41 relative to the crown of the landing gear.

L'axe de pivotement 41 est perpendiculaire à l'axe 24 de symétrie générale de l'aérodyne, ces deux axes étant sécants, et les axes 41 et 42 de pivotement des liaisons sont également orthogonaux, de sorte que les quatre liaisons pivotantes forment un cardan permettant une libre oscillation de la carène de l'aérodyne par rapport au train d'atterrissage. The pivot axis 41 is perpendicular to the axis 24 of general symmetry of the aerodyne, these two axes being secant, and the pivoting axes 41 and 42 of the links are also orthogonal, so that the four pivotal links form a gimbal allowing a free oscillation of the hull of the aerodyne relative to the landing gear.

Sur la figure 3, des traits mixtes fins représentent le cheminement de fils conducteurs du câble 12 à l'intérieur des éléments tubulaires du train d'atterrissage. On peut observer figures 2 et 3 que des fils cheminent dans la pièce 53 jusqu'au bras 47, cheminent dans ce bras jusqu'à son extrémité 47a située dans le raccord 64, et sortent de ce raccord (cf. figure 2) pour former une boucle 12d. Ces fils cheminent ensuite dans l'arbre creux 65 dont ils sortent pour former une seconde boucle 12e avant de pénétrer dans le manchon 58 et cheminer dans l'arceau 43. In FIG. 3, fine mixed lines represent the path of conductive wires of the cable 12 inside the tubular elements of the landing gear. It can be seen in FIGS. 2 and 3 that wires run in the workpiece 53 to the arm 47, walk in this arm to its end 47a located in the connection 64, and leave this connection (see FIG. a loop 12d. These son then walk in the hollow shaft 65 from which they emerge to form a second loop 12e before entering the sleeve 58 and walk in the arch 43.

Ces fils sortent de l'arceau 43 pour former une troisième boucle similaire aux deux premières, avant de traverser l'arbre creux 63 pour étre reliés à des connecteurs (non représentés) solidaires de la carène de l'aérodyne, afin d'assurer une liaison électrique entre les actionneurs - incluant le moteur 26 - et les capteurs et unités électroniques embarqués, et l'unité 22 d'alimentation et de commande située au sol. On observe figure 3 que d'autres fils issus du câble 12 ont un cheminement similaire à l'intérieur du bras 48, de l'arceau 45 et des arbres creux 63, 65 des deux autres liaisons pivotantes du train d'atterrissage. These son out of the arch 43 to form a third loop similar to the first two, before passing through the hollow shaft 63 to be connected to connectors (not shown) integral with the hull of the aircraft, to ensure a electrical connection between the actuators - including the motor 26 - and the onboard electronic sensors and units, and the supply and control unit 22 located on the ground. FIG. 3 shows that other wires coming from the cable 12 have a similar path inside the arm 48, the arch 45 and the hollow shafts 63, 65 of the two other pivoting links of the landing gear.

Ce cheminement symétrique des fils à l'intérieur des éléments creux de l'atterrisseur 13 permet d'obtenir que le centre de gravité de ces fils conducteurs soit situé sur l'axe 24, ce qui évite de déséquilibrer l'aérodyne. En outre, les boucles de fils telles que celles repérées 12d et 12e permettent d'éviter d'appliquer un couple s'opposant à la libre rotation relative des parties du train reliées par les liaisons pivotantes selon les axes 41 et 42. Par référence aux figures 4 et 5 en particulier, le dispositif de mesure 34 permet de mesurer l'angle d'inclinaison de la portion 12b du câble 12 par rapport à deux platines 66, 67 coplanaires solidaires de la structure 32 du système de lancement. Le dispositif 34 comporte deux paliers 70 et 71 alignés selon un axe 68 parallèle au plan des platines 66, 67, qui sont respectivement fixés à ces platines par des vis 72. Le dispositif 34 comporte également un anneau 73 monté librement pivotant - selon l'axe 68 - dans les paliers 70, 71. Un premier capteur 75 de mesure d'angle est couplé au palier 71 de manière à mesurer la position angulaire de l'anneau 73 par rapport à la platine 67. L'anneau 73 comporte deux paliers (non visibles sur les figures) alignés selon un axe 69 diamétral orthogonal à l'axe 68, et un arbre 74 s'étendant à l'intérieur de l'anneau 73 est monté librement pivotant - selon l'axe 69 - dans ces deux paliers. Un second capteur 76 de mesure d'angle est solidaire de l'anneau 73 et couplé à un des paliers de cet anneau de manière à mesurer la position angulaire de l'arbre 74 par rapport à l'anneau 73. This symmetrical routing of the wires inside the hollow elements of the undercarriage 13 makes it possible to obtain that the center of gravity of these conductive wires is situated on the axis 24, which avoids unbalancing the aerodyne. In addition, the son loops such as those marked 12d and 12e make it possible to avoid applying a torque opposing the free relative rotation of the parts of the train connected by the pivoting links along the axes 41 and 42. FIGS. 4 and 5 in particular, the measuring device 34 makes it possible to measure the angle of inclination of the portion 12b of the cable 12 with respect to two coplanar plates 66, 67 integral with the structure 32 of the launching system. The device 34 comprises two bearings 70 and 71 aligned along an axis 68 parallel to the plane of the plates 66, 67, which are respectively fixed to these plates by screws 72. The device 34 also comprises a ring 73 mounted freely pivoting - according to the axis 68 - in the bearings 70, 71. A first angle measuring sensor 75 is coupled to the bearing 71 so as to measure the angular position of the ring 73 relative to the plate 67. The ring 73 comprises two bearings (not visible in the figures) aligned along an axis 69 diametral orthogonal to the axis 68, and a shaft 74 extending inside the ring 73 is mounted freely pivoting - along the axis 69 - in these two bearings. A second angle measuring sensor 76 is integral with the ring 73 and coupled to one of the bearings of this ring so as to measure the angular position of the shaft 74 with respect to the ring 73.

Un fourreau tubulaire 77 d'axe 78 est fixé par une pièce 79 de liaison à l'arbre 74 qu'il traverse. L'axe 78 passe sensiblement par le point 80 d'intersection des axes 68 et 69. Un contrepoids 81 solidaire de l'anneau équilibre la masse du capteur 76 et de son support 82. Le fourreau 77 est ainsi monté libre en rotation, selon les axes 68 et 69, par rapport aux platines 66, 67. Le câble 12 est disposé librement coulissant, avec un faible jeu, à l'intérieur du fourreau 77, de sorte que la mesure de l'angle d'inclinaison de la portion 12b de câble sortant du fourreau peut être obtenue par la mesure de l'inclinaison du fourreau qui est réalisée par les capteurs 75 et 76. Par référence à la figure 6, la structure perforée 19 entoure les poutres 20 de la plateforme de réception et de lancement de l'aérodyne, ainsi que le dispositif 34 de mesure de l'inclinaison du câble qui occupe une position centrale. Dans les modes de réalisation illustrés figures 1, 4 et 6, cette structure 19 et la plateforme sont solidaires du support 32 reposant sur 10 le sol. Selon un autre mode de réalisation non représenté, la structure 19 et la plateforme de réception peuvent être montées sur un tel support 32 par l'intermédiaire d'un dispositif à cardan tel que celui du dispositif de mesure 34, afin que la structure et la plateforme aient à tout moment la 15 même inclinaison que celle du fourreau (repère 77 figures 4 et 5) de guidage du câble 12. Selon un autre mode de réalisation non représenté, le support 32 peut reposer - sur le pont d'un navire par exemple - par l'intermédiaire d'un dispositif de stabilisation assurant au support 32 une position 20 horizontale lorsque le navire est incliné sous l'effet d'un mouvement de tangage ou de roulis. Dans un mode de réalisation correspondant à celui illustré sur les figures, un inclinomètre peut être prévu pour mesurer l'inclinaison de la plateforme de lancement - et des platines 66, 67 -, et les signaux délivrés 25 par l'inclinomètre peuvent être utilisés pour corriger les mesures d'inclinaison du câble délivrées par les capteurs 75, 76. Par ailleurs, les mesures d'inclinaison du câble au niveau de la plateforme de lancement qui sont obtenues à partir de la mesure de l'inclinaison du fourreau 77 peuvent être corrigées en fonction d'autres 30 paramètres pour obtenir des données de position de l'aérodyne. En effet, comme illustré figures 7 et 8, l'inclinaison 85 du fourreau par rapport à la verticale 87 passant par le centre (repère 80 figure 5) de rotation du fourreau, peut être supérieure - comme dans la configuration illustrée figure 7 - ou inférieure - comme dans la configuration illustrée figure 8 - à l'inclinaison 86 du segment de droite passant par le centre 80 et par le point 88 d'attache du câble à l'aérodyne. Dans la configuration illustrée figure 7 dans laquelle les vitesses respectives 89, 90 de déplacement de l'aérodyne et du navire - à bord duquel est installée la plateforme 18 de lancement - sont identiques, en module et en direction, la différence entre les inclinaisons 85 et 86 peut notamment résulter du poids propre de la portion du câble 12 s'étendant entre l'aérodyne et la plateforme ainsi que de la tension de cette portion de câble. Dans la configuration illustrée figure 8 dans laquelle les vitesses respectives de déplacement de l'aérodyne et du navire sont sensiblement nulles, l'aérodyne étant suspendu à un parachute 91, la différence entre les inclinaisons 85 et 86 peut résulter de l'effort exercé sur le câble par le vent 92, ainsi que du poids propre et de la tension de la portion du câble 12 s'étendant entre l'aérodyne et la plateforme. Le système (repère 11 figure 1) d'alimentation et de contrôle de l'aérodyne est équipé d'un dispositif/capteur de mesure de la longueur de câble séparant l'aérodyne de la plateforme, et d'une unité électronique couplée à ce dispositif/capteur et incorporant des moyens de calcul de la déformation de la portion de câble suspendue à l'aérodyne sous l'effet de son propre poids. A tubular sheath 77 of axis 78 is fixed by a connecting piece 79 to the shaft 74 through which it passes. The axis 78 passes substantially through the point 80 of intersection of the axes 68 and 69. A counterweight 81 integral with the ring balances the mass of the sensor 76 and its support 82. The sleeve 77 is thus rotatably mounted, according to the pins 68 and 69, relative to the plates 66, 67. The cable 12 is freely sliding with a small clearance inside the sleeve 77, so that the measurement of the angle of inclination of the portion 12b of cable coming out of the sheath can be obtained by measuring the inclination of the sheath which is carried out by the sensors 75 and 76. With reference to FIG. 6, the perforated structure 19 surrounds the beams 20 of the reception platform and launching the aerodyne, and the device 34 for measuring the inclination of the cable which occupies a central position. In the embodiments illustrated in FIGS. 1, 4 and 6, this structure 19 and the platform are integral with the support 32 resting on the ground. According to another embodiment not shown, the structure 19 and the receiving platform can be mounted on such a support 32 via a cardan device such as that of the measuring device 34, so that the structure and the platform at all times have the same inclination as that of the sheath (reference 77 Figures 4 and 5) for guiding the cable 12. According to another embodiment not shown, the support 32 can rest - on the deck of a ship by for example - by means of a stabilizing device ensuring the support 32 a horizontal position 20 when the ship is tilted under the effect of a pitching or rolling motion. In an embodiment corresponding to that illustrated in the figures, an inclinometer may be provided for measuring the inclination of the launching platform - and the plates 66, 67 -, and the signals delivered by the inclinometer may be used to correcting the inclination measurements of the cable delivered by the sensors 75, 76. Moreover, the measurements of inclination of the cable at the launching platform which are obtained from the measurement of the inclination of the sheath 77 can be corrected for other parameters to obtain position data of the aircraft. Indeed, as illustrated in FIGS. 7 and 8, the inclination 85 of the sheath relative to the vertical 87 passing through the center (reference 80 FIG. 5) of rotation of the sheath can be greater - as in the configuration illustrated in FIG. 7 - or lower - as in the configuration shown in Figure 8 - at the inclination 86 of the line segment passing through the center 80 and the point 88 for attaching the cable to the aircraft. In the configuration illustrated in FIG. 7, in which the respective speeds of displacement 89, 90 of the aerodyne and of the ship - on board which the launch platform 18 is installed - are identical, in terms of modulus and direction, the difference between the inclinations 85 and 86 may in particular result from the self weight of the portion of the cable 12 extending between the aerodyne and the platform and the voltage of this portion of cable. In the configuration illustrated in FIG. 8 in which the respective speeds of displacement of the aircraft and the ship are substantially zero, the aerodyne being suspended from a parachute 91, the difference between the inclinations 85 and 86 may result from the force exerted on the wind cable 92, as well as the dead weight and the voltage of the portion of the cable 12 extending between the aerodyne and the platform. The system (reference 11 FIG. 1) for feeding and controlling the aerodyne is equipped with a device / sensor for measuring the length of cable separating the aerodyne from the platform, and an electronic unit coupled to this device / sensor and incorporating means for calculating the deformation of the cable portion suspended from the aerodyne under the effect of its own weight.

Le système 11 comporte également un dispositif/capteur de mesure de la tension de cette portion du câble, qui est également couplé à l'unité électronique pour estimer l'influence de cette tension sur la déformation du câble. Le système 11 peut également comporter un dispositif de mesure de la vitesse de déroulement ou d'enroulement du câble sur le treuil, qui est couplé à l'unité électronique de contrôle pour piloter la vitesse ascensionnelle de l'aérodyne lors d'un décollage et sa vitesse de descente lors d'un atterrissage. Ainsi, la mesure de l'inclinaison 86, i.e. de deux angles dans deux plans respectifs qui sont orthogonaux et contiennent l'axe vertical 87, du `> segment reliant la plateforme à l'aérodyne, peut être obtenue à partir des mesures de l'inclinaison 85 du fourreau et des paramètre influant sur la déformation du câble. Ceci permet, connaissant la longueur de câble séparant l'aérodyne de la plateforme, de déterminer - directement dans un système de 10 coordonnées cylindriques - les coordonnées de l'aérodyne dans un repère lié à la plateforme. La connaissance de ces coordonnées permet de piloter les gouvernes de l'aérodyne pour obtenir le déplacement souhaité, i.e. un vol stationnaire ou non stationnaire. 15 L'unité 22 de contrôle commande comporte de préférence un automate programmé pour assurer les opérations suivantes : - contrôler l'état des éléments du système lors de la mise en fonctionnement de l'unité 22; - mettre en route le moteur de l'aérodyne et piloter sa vitesse de 20 rotation ; - débrayer le dévideur et piloter sa vitesse de rotation ainsi que la longueur d'ombilical déroulé du treuil ; - piloter la position de l'aérodyne afin que celui-ci effectue un vol déterminé ; 25 - contrôler la traction de l'ombilical entre l'enrouleur et le dévideur ; - surveiller que l'aérodyne ne dépasse pas un domaine de vol déterminé - en termes de performances mécaniques et aérodynamiques - et commander le retour de l'aérodyne lorsque le domaine de vol est dépassé ; 30 - surveiller l'état de bon fonctionnement de l'aérodyne et commander le déploiement du parachute et le retour de l'aérodyne lorsqu'une panne est détectée ; - piloter le retour de l'aérodyne jusqu'à la plateforme de réception. En particulier, l'unité 22 et/ou l'automate peut être programmé(e) pour effectuer les opérations suivantes : - mesurer l'inclinaison du câble d'alimentation de l'aérodyne par `> rapport au dispositif de lancement et de réception, - déterminer la distance séparant l'aérodyne du dispositif de lancement et de réception, en déterminant la longueur ainsi que la déformation du lien/câble reliant l'aérodyne au dispositif de lancement et de réception, 10 - déterminer la position de l'aérodyne par rapport au dispositif de lancement et de réception, en fonction de la distance et de l'inclinaison, - comparer la position de l'aérodyne ainsi déterminée à une consigne de position pour l'aérodyne et, le cas échéant, - commander un déplacement de l'aérodyne en fonction du résultat 15 de la comparaison en vue de faire correspondre la position déterminée à la consigne de position. Le système/automate peut être en particulier programmé pour corriger les mesures d'inclinaison du lien/câble en fonction de signaux délivrés par un inclinomètre mesurant l'inclinaison du dispositif de 20 lancement et de réception, pour déterminer la déformation du lien/câble en fonction de mesures de la longueur de la portion de lien/câble qui est suspendue à l'aérodyne, de la tension et du poids propre de cette portion. Pour la récupération d'un aérodyne en panne, le système ou automate peut être programmé pour commander la position des 2.5 suspentes du parachute durant l'opération de rapprochement, afin de faire suivre une trajectoire déterminée à l'aérodyne relié/suspendu au parachute. L'invention facilite la réalisation et la mise en oeuvre d'aérodynes captifs dont le carénage délimite une veine de passage d'air dont le 30 diamètre peut être situé dans une plage allant de quelques dizaines ou centaines de millimètres jusqu'à un ou plusieurs mètres. The system 11 also comprises a device / sensor for measuring the voltage of this portion of the cable, which is also coupled to the electronic unit to estimate the influence of this voltage on the deformation of the cable. The system 11 may also include a device for measuring the winding speed or winding of the cable on the winch, which is coupled to the electronic control unit for controlling the aerodynamic speed of the aerodyne during a take-off and its descent speed during a landing. Thus, the measurement of the inclination 86, ie of two angles in two respective planes which are orthogonal and contain the vertical axis 87, of the segment connecting the platform to the aerodyne, can be obtained from the measurements of the inclination 85 of the sheath and parameters influencing the deformation of the cable. This allows, knowing the length of cable separating the aerodyne platform, to determine - directly in a system of 10 cylindrical coordinates - the coordinates of the aircraft in a benchmark linked to the platform. The knowledge of these coordinates makes it possible to control the control surfaces of the aircraft to obtain the desired displacement, i.e. a stationary or non-stationary flight. The control control unit 22 preferably comprises a PLC programmed to perform the following operations: control the state of the elements of the system when the unit 22 is put into operation; - Start the engine of the aircraft and control its speed of rotation; - disengage the reel and control its rotational speed as well as the length of umbilical rolled out of the winch; - control the position of the aircraft to make it a specific flight; - control the traction of the umbilical between the reel and the reel; - monitor that the aerodyne does not exceed a specific flight range - in terms of mechanical and aerodynamic performance - and control the return of the aerodyne when the flight envelope is exceeded; Monitoring the operational state of the aircraft and controlling the deployment of the parachute and the return of the aircraft when a failure is detected; - control the return of the aircraft to the reception platform. In particular, the unit 22 and / or the automaton can be programmed to perform the following operations: - measure the inclination of the aerodyne power cable in relation to the launching and receiving device - determine the distance separating the aerodyne from the launching and receiving device, by determining the length and the deformation of the link / cable connecting the aerodyne to the launching and receiving device, 10 - determining the position of the aerodyne relative to the launching and receiving device, as a function of distance and inclination, - comparing the position of the aerodyne thus determined with a position setpoint for the aerodyne and, if appropriate, - controlling a displacement of the aircraft according to the result of the comparison in order to match the determined position to the position setpoint. The system / PLC may in particular be programmed to correct the tilt measurements of the link / cable as a function of signals delivered by an inclinometer measuring the inclination of the launching and receiving device, to determine the deformation of the link / cable in measurement function of the length of the link / cable portion that is suspended from the aerodyne, the tension and the self weight of this portion. For the recovery of a broken aircraft, the system or automaton can be programmed to control the position of the 2.5 lines of the parachute during the bringing operation, in order to follow a determined trajectory to the aerodyne connected / suspended parachute. The invention facilitates the production and implementation of captive aerodynes whose fairing delimits an air passage vein whose diameter can be in a range from a few tens or hundreds of millimeters to one or more meters.

L'invention est bien entendu susceptible de nombreuses variantes de réalisation ; en particulier, l'aérodyne peut comporter plusieurs hélices de propulsion. The invention is of course capable of numerous variants; in particular, the aerodyne may comprise several propulsion propellers.

Claims (10)

Revendications1 - Système de lancement et de réception d'un aérodyne (10) maintenu captif par un lien filiforme (12), en particulier par un câble d'alimentation d'un moteur (26) de propulsion de l'aérodyne, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (34) de mesure de l'inclinaison du lien filiforme, en particulier un dispositif de mesure de l'inclinaison du câble d'alimentation, de manière à permettre de déterminer la position de l'aérodyne en fonction de l'inclinaison mesurée, et à permettre le cas échéant de modifier la position de l'engin en vue d'atteindre une position déterminée. Claims1 - System for launching and receiving an aerodyne (10) held captive by a filamentary link (12), in particular by a power cable of a motor (26) for propelling the aircraft, characterized in that it comprises a device (34) for measuring the inclination of the filiform link, in particular a device for measuring the inclination of the feed cable, so as to make it possible to determine the position of the aerodyne as a function of the inclination measured, and to possibly change the position of the machine to reach a specific position. 2 - Système selon la revendication 1 dans lequel le dispositif de mesure comporte un fourreau (77) conçu pour recevoir le lien/câble en permettant son coulissement, le fourreau étant fixé à un support (66, 67) par l'intermédiaire d'une liaison à cardan, ainsi que deux capteurs (75, 76) de mesure de la position angulaire du fourreau par rapport au support, respectivement selon deux axes (68, 69) d'inclinaison orthogonaux correspondant respectivement aux deux axes de rotation de la liaison à cardan. 2 - System according to claim 1 wherein the measuring device comprises a sleeve (77) adapted to receive the link / cable allowing its sliding, the sleeve being fixed to a support (66, 67) via a cardan connection, as well as two sensors (75, 76) for measuring the angular position of the sheath relative to the support, respectively along two orthogonal tilt axes (68, 69) respectively corresponding to the two axes of rotation of the link to gimbal. 3 - Système selon la revendication 1 ou 2 qui comporte en outre un dispositif de mesure de la longueur du lien/câble s'étendant entre l'aérodyne et un fourreau (77) de guidage équipant une plateforme (18 à 20) de lancement et de réception de l'aérodyne. 3 - System according to claim 1 or 2 which further comprises a device for measuring the length of the link / cable extending between the aerodyne and a sleeve (77) for guiding a platform (18 to 20) launching and of reception of the aerodyne. 4 - Système selon la revendication 3 qui comporte en outre un dispositif de mesure de la tension du lien/câble, ainsi que des moyens de calculs couplés aux moyens de mesure de longueur et de tension pour estimer la déformation du lien/câble, et pour déterminer la distance séparant l'aérodyne du fourreau en fonction de cette déformation et de la longueur du lien/câble s'étendant entre le fourreau et l'aérodyne. 4 - System according to claim 3 which further comprises a device for measuring the voltage of the link / cable, as well as calculation means coupled to the length and voltage measuring means for estimating the deformation of the link / cable, and for determining the distance separating the aerodyne from the sheath according to this deformation and the length of the link / cable extending between the sheath and the aerodyne. 5 - Système selon la revendication 3 ou 4 dans lequel la plateforme (18 à 20) est montée sur un support (32) reposant sur le solou sur un mobile (99), par l'intermédiaire d'un dispositif à cardan, afin que la plateforme ait la même inclinaison que celle du fourreau (77) de guidage du lien ou câble (12). 5 - System according to claim 3 or 4 wherein the platform (18 to 20) is mounted on a support (32) resting on the solou on a mobile (99), via a cardan device, so that the platform has the same inclination as that of the guide sleeve (77) of the link or cable (12). 6 - Procédé de contrôle et/ou de commande de la position d'un 5 aérodyne (10) relié par un lien filiforme déformable (12) à un dispositif de lancement et de réception, caractérisé en ce que : - on mesure l'inclinaison du lien filiforme, en particulier en mesurant l'inclinaison d'un câble d'alimentation de l'aérodyne, par rapport au dispositif de lancement et de réception, 10 - on détermine la distance séparant l'aérodyne du dispositif de lancement et de réception, en particulier en déterminant la longueur ainsi que la déformation du lien/câble reliant l'aérodyne au dispositif de lancement et de réception, - on détermine la position de l'aérodyne par rapport au dispositif 15 de lancement et de réception, en fonction de la distance et de l'inclinaison, - on compare la position de l'aérodyne ainsi déterminée à une consigne de position pour l'aérodyne et, le cas échéant, - on commande un déplacement de l'aérodyne en fonction du 20 résultat de la comparaison en vue de faire correspondre la position déterminée à la consigne de position. 6 - Method for controlling and / or controlling the position of an aerodyne (10) connected by a deformable filiform link (12) to a launching and receiving device, characterized in that: - the inclination is measured of the filamentary link, in particular by measuring the inclination of a feeder cable of the aerodyne, with respect to the launching and receiving device, the distance separating the aerodyne from the launching and receiving device is determined; , in particular by determining the length and the deformation of the link / cable connecting the aerodyne to the launching and receiving device, the position of the aerodyne relative to the launching and receiving device 15 is determined as a function of the distance and inclination, - the position of the aerodyne thus determined is compared to a position setpoint for the aerodyne and, where appropriate, - a movement of the aerodyne is controlled as a function of the result of the appearing in order to match the determined position to the position setpoint. 7 - Procédé selon la revendication 6 dans lequel on corrige des mesures d'inclinaison du lien/câble en fonction de signaux délivrés par un inclinomètre mesurant l'inclinaison du dispositif de lancement et de 25 réception. 7 - Process according to claim 6 wherein one corrects tilt measures of the link / cable according to signals delivered by an inclinometer measuring the inclination of the launching device and reception. 8 - Procédé selon la revendication 6 ou 7 dans lequel on détermine la déformation du lien/câble en fonction de mesures de la longueur de la portion de lien/câble qui est suspendue à l'aérodyne, et du poids propre de cette portion. 30 8 - Process according to claim 6 or 7 wherein the deformation of the link / cable is determined according to measurements of the length of the link / cable portion which is suspended from the aerodyne, and the weight of this portion itself. 30 9 - Procédé selon l'une quelconque des revendications 6 à 8 dans lequel on détermine la déformation du lien/câble en fonction demesures de la tension de la portion de lien/câble qui est suspendue à l'aérodyne. 9 - Process according to any one of claims 6 to 8 wherein the deformation of the link / cable is determined as a function of the tension of the link / cable portion which is suspended from the aircraft. 10 - Procédé selon l'une quelconque des revendications 6 à 9 dans lequel on mesure l'inclinaison d'une plateforme (18 à 20) du :5 dispositif de lancement à l'aide d'un inclinomètre, et on utilise les signaux délivrés par l'inclinomètre pour corriger les mesures d'inclinaison du câble délivrées par des capteurs (75, 76). 10 - Process according to any one of claims 6 to 9 wherein the inclination of a platform (18 to 20) of the launch device is measured using an inclinometer, and the signals delivered are used. by the inclinometer for correcting the inclination measurements of the cable delivered by sensors (75, 76).
FR0900618A 2009-02-12 2009-02-12 SYSTEM AND METHOD FOR CONTROLLING THE POSITION OF A CAPTIVE AERODYNE Expired - Fee Related FR2941920B1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0900618A FR2941920B1 (en) 2009-02-12 2009-02-12 SYSTEM AND METHOD FOR CONTROLLING THE POSITION OF A CAPTIVE AERODYNE
PCT/FR2010/000107 WO2010092253A1 (en) 2009-02-12 2010-02-11 Improvements of captive aerodynes

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0900618A FR2941920B1 (en) 2009-02-12 2009-02-12 SYSTEM AND METHOD FOR CONTROLLING THE POSITION OF A CAPTIVE AERODYNE

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2941920A1 true FR2941920A1 (en) 2010-08-13
FR2941920B1 FR2941920B1 (en) 2012-07-06

Family

ID=41111358

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0900618A Expired - Fee Related FR2941920B1 (en) 2009-02-12 2009-02-12 SYSTEM AND METHOD FOR CONTROLLING THE POSITION OF A CAPTIVE AERODYNE

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR2941920B1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108016608A (en) * 2016-10-31 2018-05-11 比亚迪股份有限公司 Unmanned plane undercarriage and unmanned plane
CN111661332A (en) * 2020-07-08 2020-09-15 中国计量大学 Butt joint device and method for unmanned aerial vehicle suspension type load unmanned trolley
CN116923761A (en) * 2023-09-15 2023-10-24 山东省国土空间数据和遥感技术研究院(山东省海域动态监视监测中心) Unmanned aerial vehicle forestry remote sensing monitoring ground beacon and forestry information acquisition station

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110171545B (en) * 2019-05-31 2020-08-14 上海大学 Unmanned aerial vehicle fixing device for unmanned ship platform

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB127041A (en) * 1917-03-23 1919-05-29 George Holt Thomas Improved Means for Indicating the Altitude of Clouds, applicable also for Indicating the Position of Aerodromes and for Signalling to Aircraft.
US3223358A (en) * 1964-03-18 1965-12-14 Fairchild Hiller Corp Tethered helicopter
FR2712563A1 (en) * 1993-11-18 1995-05-24 Cr2A Bidirectional optical signal transmission device for optical cable guided missile

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB127041A (en) * 1917-03-23 1919-05-29 George Holt Thomas Improved Means for Indicating the Altitude of Clouds, applicable also for Indicating the Position of Aerodromes and for Signalling to Aircraft.
US3223358A (en) * 1964-03-18 1965-12-14 Fairchild Hiller Corp Tethered helicopter
FR2712563A1 (en) * 1993-11-18 1995-05-24 Cr2A Bidirectional optical signal transmission device for optical cable guided missile

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108016608A (en) * 2016-10-31 2018-05-11 比亚迪股份有限公司 Unmanned plane undercarriage and unmanned plane
CN108016608B (en) * 2016-10-31 2020-05-22 比亚迪股份有限公司 Unmanned aerial vehicle undercarriage and unmanned aerial vehicle
CN111661332A (en) * 2020-07-08 2020-09-15 中国计量大学 Butt joint device and method for unmanned aerial vehicle suspension type load unmanned trolley
CN116923761A (en) * 2023-09-15 2023-10-24 山东省国土空间数据和遥感技术研究院(山东省海域动态监视监测中心) Unmanned aerial vehicle forestry remote sensing monitoring ground beacon and forestry information acquisition station
CN116923761B (en) * 2023-09-15 2023-12-05 山东省国土空间数据和遥感技术研究院(山东省海域动态监视监测中心) Unmanned aerial vehicle forestry remote sensing monitoring ground beacon and forestry information acquisition station

Also Published As

Publication number Publication date
FR2941920B1 (en) 2012-07-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2010092253A1 (en) Improvements of captive aerodynes
US9004402B2 (en) Method and apparatus for automated launch, retrieval, and servicing of a hovering aircraft
EP2964515B1 (en) System and method for recovering an autonomous underwater vehicle
EP2096031B1 (en) Helicopter equipped with a plurality of lifting elements for controlling the angle of attack of its blades
JP6262318B1 (en) Cable inspection device
EP2096030B1 (en) Helicopter equipped with a plurality of lifting elements equipped with a flap for controlling the angle of attack of its blades
FR2547272A1 (en) AIR LOAD LIFTING SYSTEM
WO2012013878A1 (en) Device for non-destructively checking structures, comprising a drone and an onboard measurement probe
FR2941922A1 (en) Captive aerodyne i.e. unmanned aerodyne, launching and receiving system, has platform pierced with openings such that air flow blown by propulsion device at base of hull traverses platform by openings formed in platform
FR2941921A1 (en) Captive maintained aerodyne i.e. unmanned aerodyne, recovering method, involves deploying parachute during detection of failure of unit, and connecting aerodyne to launching and receiving device by exerting traction on link or cable
FR3052677A1 (en) DRONE COMPRISING PORTABLE WINGS.
FR3048956A1 (en) AIRCRAFT WITH ROTATING WING
FR2941920A1 (en) Captive aerodyne i.e. unmanned aerodyne, launching and receiving system for monitoring maritime area, has device measuring inclination angle of link to determine aerodyne position and modify position of engine to achieve determined position
FR2804082A1 (en) Rotary wing aircraft or gyrocopter has contra-rotating rotors with variable-pitch blades controlled by rocking rings and concentric crowns
EP1547919B1 (en) Process and device for reducing vibrations generated on a helicopter fuselage by means of a steerable rudder
EP1165369B1 (en) Helicopter with highly stable and highly manoeuvrable pendular piloting system
EP2468621B1 (en) Device for launching and recovering a submersible or surface craft.
EP1547920B1 (en) Process and device for reducing vibrations generated on a helicopter fuselage by means of a steerable horizontal stabilizer
FR2941914A1 (en) Captive aerodyne i.e. unmanned aerodyne, for use in observation system of ship to monitor maritime area, has landing gear comprising connection unit for connecting gear to cable that retains aerodyne at platform and supplies power to motor
WO2022008437A1 (en) Flying device with vertical take-off
EP1427632B1 (en) Captive lighter-than-air craft and the associated control equipment
EP0318477B1 (en) Improvements to vertical take-off aircraft
WO2019155132A1 (en) Device allowing an unmanned air vehicle to tow an unpowered aircraft, aircraft provided with this towing device and method allowing an unmanned air vehicle to tow an unpowered aircraft
FR2685283A1 (en) Pilotless flying machine and installation operating it
EP3426916B1 (en) Airborne wind turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

ST Notification of lapse

Effective date: 20171031