FR3136745A1 - Aeronef a decollage et atterrissage verticaux - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne un aéronef (1) à décollage et atterrissage verticaux, reconfigurable au sol entre une première configuration d’aéronef à capacité de décollage et d’atterrissage verticaux et de vol stationnaire et une seconde configuration d’aéronef à capacité de décollage et d’atterrissage verticaux et de vol horizontal, et comprenant un module de gestion configuré pour, dans la première configuration, commander l’alimentation des second moteurs (12) de chaque dispositif de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) de chaque nacelle (7a, 7b) à partir des premier et second ensembles d’alimentation (13, 14), et dans la seconde configuration, commander l’alimentation du premier moteur (6) à partir du premier ensemble d’alimentation (13) et des second moteurs (12) de chaque dispositif de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) de chaque nacelle (7a, 7b) à partir du second ensemble d’alimentation (14). Figure d’abrégé : Figure 2
Description
L’invention concerne le domaine des aéronefs à décollage et atterrissage verticaux.
On connait des aéronefs à décollage et atterrissage verticaux, également connus sous l’acronyme VTOL (pour « Vertical Take-Off and Landing » en langue anglaise). De tels aéronefs peuvent décoller et atterrir dans des zones dépourvues de pistes d’atterrissage et de décollage ce qui permet d’élargir le champ de mission de ces aéronefs.
Parmi les aéronefs à décollage et atterrissage verticaux, il existe deux grandes catégories d’aéronefs qui se distinguent par leurs capacités de vol et leurs configurations, à savoir les aéronefs multirotors à voilure tournante et les aéronefs à voilure mixte.
Les aéronefs multirotors à voilure tournante, également appelés multicopters, assurent des décollage et atterrissage verticaux et des vols stationnaires ou quasi stationnaires. Un aéronef multirotors à voilure tournante comprend typiquement un fuselage s’étendant selon un axe longitudinal et des premier et seconds bras fixes s’étendant de part et d’autre du fuselage. Il comprend en outre des première et seconde nacelles fixées respectivement aux premier et second bras. Chacune de ces nacelles comprend des premier et second dispositifs de sustentation comprenant chacun un rotor de sustentation entrainé par un moteur. Les dispositifs de sustentation assurent un déplacement vertical de l’aéronef et garantissent la portance de ce dernier. Dans ce type d’aéronef, le centre de masse est situé près des rotors de sustentation de façon à réduire les dysmétries de puissance entre les rotors, de gagner en opérabilité et en contrôlabilité.
Compte tenu de leur capacité de vols stationnaires, ces aéronefs présentent un intérêt tout particulier dans les missions de surveillance ou d’inspection de précision sur des zones faiblement étendues.
Les aéronefs à voilure mixte connus également sous l’acronyme FWVTOL (pour « Fixed Wing Vertical Take-Off and Landing » en langue anglaise) assurent des décollage et atterrissage verticaux et des phases de vol horizontal également appelé vol d’avancement, de longues durées. Les aéronefs à voilure mixte ont une capacité de vol d’avancement à grande vitesse et ont une autonomie de vol importante. Par conséquent, ce type d’aéronef présente un intérêt particulier dans les missions de reconnaissance sur des zones lointaines et étendues. Typiquement, ces aéronefs comprennent un fuselage s’étendant selon un axe longitudinal entre un nez et une queue, et une voilure fixe composée de deux ailes agencées de part et d’autre du fuselage. Ces aéronefs sont équipés d’un dispositif de propulsion assurant les phases de vol horizontal de l’aéronef, la voilure fixe garantissant la portance de l’aéronef durant ces phases de vol. Par ailleurs, chaque aile est typiquement équipée d’une nacelle comprenant chacune deux rotors de sustentation assurant les phases de vol vertical de l’aéronef et garantissant la portance de l’aéronef durant ces phases de vol. Dans ce type d’aéronef, le centre de masse est situé vers le nez du fuselage pour garantir la stabilité longitudinale aérodynamique de l’aéronef pendant le vol d’avancement.
Ainsi, les aéronefs à décollage et atterrissage verticaux de type multirotors à voilure tournante présentent une configuration, notamment une voilure, un centre de masse et un type de rotor, opposée aux aéronefs à voilure mixte. Ces divergences de configurations leurs confèrent des capacités de vol spécifiques. Par conséquent, afin de couvrir plusieurs types de mission, il est d’usage de transporter ces deux types d’aéronefs au sein d’un véhicule automobile chargé d’acheminer les aéronefs au voisinage du lieu de mission. Chaque aéronef est alors affecté à une mission selon sa configuration et ses capacités de vol.
Toutefois, compte tenu de l’encombrement du véhicule, il n’est pas toujours possible de transporter plusieurs aéronefs au sein d’un même véhicule, ce qui limite les missions au seul type d’aéronef transporté. Aussi, mettre en œuvre plusieurs aéronefs augmente le nombre d’opérations d’entretien et de maintenance des aéronefs et augmente le coût global de la mission.
Dans ce cadre, il existe un besoin de fournir un aéronef à décollage et atterrissage verticaux, qui soit apte à couvrir une pluralité de missions telles que des missions d’inspection et/ou de reconnaissance sur des zones faiblement et fortement étendues tout en étant peu encombrant et peu coûteux.
A cet effet, l’invention propose un aéronef à décollage et atterrissage verticaux, comprenant :
- un fuselage s’étendant selon un axe longitudinal entre un nez et une queue,
- des premier et second bras de support fixes s’étendant de part et d’autre du fuselage,
- un dispositif de propulsion configuré pour entrainer un déplacement horizontal de l’aéronef, et comprenant :
un rotor propulsif monté sur la queue du fuselage, et
un premier moteur relié au rotor propulsif,
- des première et seconde nacelles fixées respectivement aux premier et second bras, chacune de ces nacelles comprenant des premier et second dispositifs de sustentation configurés pour entrainer un déplacement vertical de l’aéronef, chacun de ces dispositifs de sustentation comprenant :
un rotor de sustentation, et
un second moteur relié au rotor de sustentation,
- des premier et second ensembles d’alimentation en énergie des premier et second moteurs de chaque dispositif de sustentation de chaque nacelle, et
- un module de gestion de l’alimentation des premier et second moteurs par les premier et second ensembles d’alimentation.
L’aéronef est remarquable en ce qu’il est reconfigurable au sol entre une première configuration d’aéronef à capacité de décollage et d’atterrissage verticaux et de vol stationnaire et une seconde configuration d’aéronef à capacité de décollage et d’atterrissage verticaux et de vol horizontal, et en ce que :
- les premier et second bras comprennent chacun un premier dispositif de raccordement configuré pour fixer de manière amovible des première et seconde ailes respectivement aux premier et second bras,
- les première et seconde nacelles comprennent chacune un second dispositif de raccordement qui est agencé sur une extrémité de chaque nacelle située à l’opposé du nez, et qui est configuré pour fixer de manière amovible un empennage arrière reliant les première et seconde nacelles,
- les premier et second ensembles d’alimentation sont montés mobiles en translation dans le fuselage selon une direction parallèle à l’axe longitudinal, entre une première position et une seconde position, et
- le module de gestion est configuré pour, dans la première configuration, commander l’alimentation des second moteurs de chaque dispositif de sustentation de chaque nacelle à partir des premier et second ensembles d’alimentation, et dans la seconde configuration, commander l’alimentation du premier moteur à partir du premier ensemble d’alimentation et des second moteurs de chaque dispositif de sustentation de chaque nacelle à partir du second ensemble d’alimentation.
L’aéronef selon l’invention est reconfigurable au sol entre les première et seconde configurations. Dans la première configuration, les rotors de sustentation garantissent la portance de l’aéronef et les phases de vol vertical et stationnaire. Dans la seconde configuration, le dispositif de propulsion assure les phases de vol horizontal, appelé encore vol d’avancement et les ailes garantissent la portance de l’aéronef pendant cette phase de vol d’avancement tandis que les rotors de sustentation assurent les phases de vol vertical, par exemple, les phases de décollage et d’atterrissage, et garantissent la portance de l’aéronef durant ces phases de vol vertical.
Une telle reconfiguration au sol est permise grâce aux premiers et second dispositifs de raccordement qui permettent de fixer de manière amovible les ailes et l’empennage arrière pour les retirer ou les relier à l’aéronef selon la configuration choisie. Typiquement, dans la première configuration les ailes et l’empennage sont retirés et dans la seconde configuration les ailes et l’empennage sont fixés à l’aéronef. Aussi, le caractère mobile des premier et second ensembles d’alimentation permet d’ajuster au sol le centre de masse de l’aéronef afin de l’adapter à la configuration choisie. Par exemple, dans la seconde configuration, les ensembles d’alimentation sont déplacés vers le nez du fuselage tandis que dans la première configuration, les ensembles d’alimentation sont déplacés vers le centre du fuselage. Par ailleurs, le module de gestion de l’invention permet de commander l’alimentation des moteurs selon la configuration requise. Par exemple, dans la seconde configuration, les premier et second moteurs sont alimentés respectivement par les premier et second ensembles d’alimentation afin de garantir le fonctionnement des rotors de sustentation et de propulsion. La séparation des sources d’alimentation permet de garantir l’endurance sur chaque phase de vol séparément. A l’inverse, dans la première configuration, les second moteurs sont alimentés par l’ensemble des premier et second dispositifs d’alimentation. Ceci permet d’exploiter la totalité de l’énergie embarquée et d’augmenter l’endurance durant les phases de vol stationnaire.
La combinaison de ces caractéristiques assure la reconfiguration au sol de l’aéronef entre les première et seconde configurations. Ainsi, l’aéronef peut effectuer une première mission par exemple d’inspection sur une zone peu étendue où un vol stationnaire est requis et, après reconfiguration au sol, une seconde mission par exemple d’inspection sur une zone étendue où un vol d’avancement de longue durée est requis. En somme, un seul aéronef peut être reconfiguré au sol pour effectuer une variété de missions.
Grâce à l’invention, il est donc possible de s’affranchir d’une pluralité d’aéronefs ce qui permet de réduire l’encombrement du véhicule de transport de l’aéronef au lieu de mission.
Aussi, grâce à l’invention, le nombre d’ opérations de maintenance et d’entretien de l’aéronef est réduit.
L’aéronef selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le premier ensemble d’alimentation est relié au premier moteur par un premier circuit d’alimentation et le second ensemble d’alimentation est relié aux second moteurs de chaque dispositif de sustentation de chaque nacelle par un second circuit d’alimentation et un interrupteur est monté entre les premier et second circuits d’alimentation,
-- l’interrupteur est déplaçable entre une position ouverte ou fermée sur commande du module de gestion,
- les premier et second ensembles d’alimentation comprennent chacun au moins une batterie électrique,
- le rotor propulsif comprend un premier moyeu destiné à être mobile en rotation autour de l’axe longitudinal,
- les rotors de sustentation des premier et second dispositifs de sustentation comprennent chacun un second moyeu destiné à être mobile en rotation autour d’un axe de rotation perpendiculaire à l’axe longitudinal,
- les rotors de sustentation des première et seconde nacelles sont opposés longitudinalement,
- les premier et second ensembles d’alimentation sont montés sur une paire de rails fixés au fuselage et parallèles entre eux et à l’axe longitudinal.
L’invention concerne également un procédé de reconfiguration au sol d’un aéronef selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, le procédé comprenant les étapes suivantes:
(a) fixer de manière amovible la première aile au premier bras, la seconde aile au second bras, et l’empennage arrière aux nacelles,
(b) commander l’alimentation du premier moteur par le premier ensemble d’alimentation, et les seconds moteurs des première et seconde nacelles par le second ensemble d’alimentation,
(c) déplacer en translation le long de l’axe longitudinal les premier et second ensembles d’alimentation depuis la première position jusqu’à la seconde position.
Le procédé peut comprendre les caractéristiques suivantes :
- l’étape (b) comprend une sous étape (b0) de transmission d’un signal au module de gestion,
- le signal est un signal mécanique ou électrique transmis par un contrôleur de vol relié de manière opérationnelle au module de gestion,
- il comprend après les étapes (b) et (c), une étape (d) de paramétrage du contrôleur de vol conforme à la seconde configuration de l’aéronef, par exemple via une station sol.
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
la est une vue schématique d’un aéronef selon l’invention, dans la première configuration ;
la est une vue schématique de l’aéronef de la , des ailes et de l’empennage arrière pouvant être reliés à l’aéronef ;
la est une vue schématique d’un aéronef selon l’invention, dans la seconde configuration ;
la est une vue schématique de détail du premier dispositif de raccordement de l’invention équipant les aéronefs des figures 1 à 3 ;
la est une vue schématique de détail du second dispositif de raccordement de l’invention équipant les aéronefs des figures 1 à 3 ;
la est une vue schématique des dispositifs d’alimentation selon un mode de réalisation de l’invention ;
la est une représentation schématique des ensembles d’alimentation et du module de gestion ;
la est une vue schématique d’un procédé selon l’invention.
Les figures 1 à 3 illustrent un aéronef 1 selon l’invention. Dans la , l’ aéronef 1 est dans une première configuration et dans la l’aéronef 1 est dans une seconde configuration.
L’aéronef 1 selon l’invention est à décollage et atterrissage verticaux, également connu sous l’acronyme VTOL pour « Vertical Take-Off and Landing » en langue anglaise. Un tel aéronef 1 présente une capacité de vol vertical lui permettant de décoller et d’atterrir dans des zones ne bénéficiant pas de pistes de décollage et d’atterrissage.
Selon l’invention, l’aéronef 1 est reconfigurable au sol entre la première configuration et la seconde configuration. Par reconfigurable au sol, il est entendu que l’aéronef 1 est reconfigurable avant un vol, lorsqu’il est stationné au sol. Ainsi, toutes les opérations visant à configurer l’aéronef 1 dans les première ou seconde configurations sont réalisées au sol. Elles peuvent être réalisées au sol sur un véhicule de transport de type automobile ou à même le sol.
Par ailleurs, par reconfigurable entre les première et seconde configurations, il est entendu que l’aéronef 1 est reconfigurable dans la seconde configuration à partir de la première configuration et dans la première configuration à partir de la seconde configuration.
Dans la première configuration, l’aéronef 1 présente, outre la capacité de vol vertical, une capacité de vol stationnaire ou quasi stationnaire. Par vol stationnaire, il est entendu un vol sans avancement ou déplacement horizontal de l’aéronef. L’aéronef 1 selon cette configuration est de type à décollage et atterrissage verticaux multirotors à voilure tournante.
Dans la seconde configuration, l’aéronef 1 présente, outre la capacité de vol vertical, une capacité de vol horizontal également appelé vol d’avancement. L’aéronef 1 selon cette configuration est de type à décollage et atterrissage verticaux et à voilure mixte également connu sous l’acronyme FWVTOL (pour « Fixed Wing Vertical Take-Off and Landing en langue anglaise).
L’aéronef 1 présente un axe de roulis ou axe longitudinal X, un axe de tangage Y et un axe de lacet Z qui sont perpendiculaires entre eux.
Selon la présente invention, les termes « longitudinal », « longitudinalement », « transversal », « transversalement », « radial », et « radialement » s’entendent par rapport à un axe longitudinal X correspondant à l’axe de roulis X. Ainsi, un élément s’étendant longitudinalement est un élément qui s’étend selon l’axe longitudinal X et un élément s’étendant transversalement est un élément qui s’étend perpendiculairement à l’axe longitudinal X.
L’aéronef 1 comprend un fuselage 2. Le fuselage 2 s’étend selon l’axe longitudinal X. Le fuselage 2 est sensiblement cylindrique et s’étend longitudinalement entre un nez 2a et une queue 2b. Le nez 2a et la queue 2b sont sensiblement coniques. Le nez 2a représente l’avant de l’aéronef 1 et la queue 2b représente l’arrière de l’aéronef 1.
L’aéronef 1 comprend en outre un premier bras 3a de support et un second bras 3b de support. Les premier et second bras 3a, 3b s’étendent de part et d’autre du fuselage 2. Avantageusement, les premier et second bras 3a, 3b s’étendent transversalement de part et d’autre du fuselage. Ils s’étendent selon l’axe de tangage Y. Selon un autre exemple non représenté, les premier et second bras 3a, 3b s’étendent en X de part et d’autre du fuselage.
Les premier et second bras 3a, 3b sont reliés au fuselage 2. Ils sont reliés de manière fixe ou amovible. Les premier et second bras 3a, 3b forment par exemple une seule pièce reliée au centre du fuselage 2 et s’étendant de part et d’autre du fuselage 2 ou deux pièces distinctes reliées chacune à un côté du fuselage 2. Les premier et second bras 3a, 3b peuvent également former une seule pièce avec le fuselage 2.
Les premier et second bras 3a, 3b sont fixes. Par fixe, il est entendu que les premier et second bras 3a, 3b ne sont pas mobiles par rapport au fuselage 2.
Les premier et second bras 3a, 3b présentent avantageusement un profil aérodynamique. Ils présentent chacun une face intrados et une face extrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite.
L’aéronef 1 comprend en outre un dispositif de propulsion 4. Le dispositif de propulsion 4 est configuré pour entrainer un déplacement horizontal H de l’aéronef 1, vers l’avant. Le dispositif de propulsion 4 comprend un rotor propulsif 5 et un premier moteur 6 relié au rotor propulsif 5.
Le rotor propulsif 5 est monté sur la queue 2b du fuselage 2 et comprend un premier moyeu 5a mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Le rotor propulsif 5 comprend en outre des pales 5b (dont la circonférence est représentée schématiquement) montées autour du premier moyeu 5a et s’étendant radialement du premier moyeu 5a. Avantageusement, le rotor propulsif 5 comprend au moins deux pales 5b, au moins trois pales 5b et encore plus avantageusement au moins quatre pales 5b. Les pales 5b sont régulièrement réparties autour du premier moyeu 5a.
Le premier moteur 6 est avantageusement agencé dans le fuselage 2. Le premier moteur 6 est par exemple un moteur électrique. Le premier moteur 6 entraine en rotation le rotor propulsif 5. Par exemple, le dispositif de propulsion 4 comprend un arbre de transmission (non représenté) reliant le premier moteur 6 au premier moyeu 5a.
L’aéronef 1 comprend en outre une première nacelle 7a fixée au premier bras 3a et une seconde nacelle 7b fixée au second bras 3b. Les première et seconde nacelles 7a, 7b sont avantageusement symétriques par rapport à l’axe longitudinal ou l’axe de roulis X. Les première et seconde nacelles 7a, 7b s’étendent longitudinalement, donc parallèlement à l’axe longitudinal et sont par exemple fixées sous les premier et second bras 3a, 3b. Chacune des première et seconde nacelles 7a, 7b comprend des premier et second dispositifs de sustentation 8a, 8b, 9a, 9b configurés pour entrainer un déplacement vertical V de l’aéronef 1. Le déplacement vertical V est dirigé du bas vers le haut. Chaque dispositif de sustentation 8a, 8b, 9a, 9b comprend un rotor de sustentation 10a, 10b, 11a, 11b et un second moteur 12 relié au rotor de sustentation 10a, 10b, 11a, 11b.
Chaque rotor de sustentation 10a, 10b de la première nacelle 7a est solidaire de la première nacelle 7a et chaque rotor de sustentation 11a, 11b de la seconde nacelle 7b est solidaire de la seconde nacelle 7b. Les rotors de sustentation 10a, 10b de la première nacelle 7a sont opposés longitudinalement et les rotors de sustentation 11a, 11b de la seconde nacelle 7b sont opposés longitudinalement. Chaque rotor de sustentation 10a, 10b, 11a,11b comprend un second moyeu 10a’, 10b’, 11a’,11b’ mobile en rotation autour d’un axe de rotation perpendiculaire à l’axe longitudinal et parallèle à l’axe de lacet Z. Chaque rotor de sustentation 10a, 10b, 11a,11b comprend en outre des pales 10a’’, 10b’’, 11a’’,11b’’ régulièrement réparties autour du second moyeu 10a’, 10b’, 11a’,11b’ et s’étendant radialement du second moyeu 10a’, 10b’, 11a’,11b’. Avantageusement, chaque rotor de sustentation 10a, 10b, 11a,11b comprend au moins deux pales 10a’’, 10b’’, 11a’’,11b’’, trois pales 10a’’, 10b’’, 11a’’,11b’’ et encore plus avantageusement quatre pales 10a’’, 10b’’, 11a’’,11b’’. Avantageusement, les rotors de sustentation 10a, 10b de la première nacelle 7a tournent dans le même sens ou dans un sens opposé et les rotors de sustentation 11a, 11b de la seconde nacelle 7b tournent dans le même sens ou dans un sens opposé. Avantageusement, le rotor de sustentation 10a opposé au nez 2a de la première nacelle 7a et le rotor de sustentation 11b opposé à la queue 2b de la seconde nacelle 7b tournent dans un premier sens et le rotor de sustentation 10b opposé à la queue 2b de la première nacelle 7a et le rotor de sustentation 11a opposé au nez 2a de la seconde nacelle 7b tournent dans un second sens opposé au premier sens. Ceci permet d’assurer l’équilibre de l’aéronef 1 en cas de défaillance d’un rotor de sustentation 10a, 10b, 11a, 11b.
Le second moteur 12 de chaque dispositif de sustentation 8a, 8b, 9a, 9b est par exemple un moteur électrique, par exemple agencé dans les nacelles 7a, 7b respectives. Les seconds moteur 12 entrainent les rotors de sustentation 10a, 10b, 11a, 11b respectifs. Par exemple, chaque dispositif de sustentation 8a, 8b, 9a, 9b comprend un arbre de transmission (non représenté) reliant le second moteur 12 au second moyeu 10a’, 10b’, 11a’, 11b’ respectif.
En référence à la , l’aéronef 1 comprend en outre des premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 en énergie du premier moteur 6 et des second moteurs 12 de chaque dispositif de sustentation 8a, 8b, 9a, 9b de chaque nacelle 7a, 7b.
Les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont agencés dans le fuselage 2. Selon l’invention, les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont montés mobiles en translation dans le fuselage 2 selon une direction D parallèle à l’axe longitudinal ou à l’axe de roulis X. Les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont déplaçables entre une première position et une seconde position. La première position est avantageusement située au plus proche du centre des rotors de sustentation 8a, 8b, 9a, 9b, autrement dit au barycentre de l’aéronef 1. La seconde position est avantageusement située du côté du nez 2a. Par située du côté du nez 2a, il faut entendre une position située entre le barycentre de l’aéronef 1 et le nez 2a.
Avantageusement, les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont déplaçables manuellement.
Avantageusement, en référence à la , les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont montés sur une paire de rails 15 fixés au fuselage 2. Les rails 15 sont parallèles entre eux et à l’axe longitudinal X. Au moins un moyen de blocage en translation des premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 peut être monté sur les rails pour bloquer les ensembles d’alimentation 13, 14 dans l’une ou l’autre position. Le moyen de blocage en rotation peut être par exemple une vis de fixation ou une bande de serrage fixant chaque ensemble d’alimentation 13, 14 au rail.
Les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 comprennent chacun au moins une batterie. Avantageusement, le second ensemble d’alimentation 14 alimente en énergie les seconds moteur 12. Le premier ensemble d’alimentation 13 est relié au premier moteur 6 par un premier circuit d’alimentation 13a et le second ensemble d’alimentation 14 est relié aux seconds moteurs 12 par un second circuit d’alimentation 14a. Les premier et second circuits d’alimentation 13a, 14a sont des circuits électriques. Un interrupteur 20 est monté entre les deux circuits d’alimentation 13a, 14a permettant la séparation des premier et second ensemble d’alimentation 13, 14 ou leur mise en parallèle.
Selon l’invention, l’aéronef 1 comprend en outre un module de gestion 16 de l’alimentation des premier et second moteurs 6, 12 par les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14. Le module de gestion 16 est relié aux premier et second moteurs 6, 12 et/ou aux ensembles d’alimentation 13, 14 et/ou aux circuits d’alimentation 13a, 14a et/ou à l’interrupteur 20. Le module de gestion 16 est de type électronique.
Le module de gestion 16 est configuré pour, dans la première configuration, commander l’alimentation des second moteurs 12 de chaque nacelle 7a, 7b à partir des premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 et dans la seconde configuration, commander l’alimentation des premier et second moteurs 6, 12 de chaque nacelle 7a, 7b à partir respectivement des premier et second ensembles d’alimentation 13, 14.
Dans la seconde configuration, l’alimentation des premier et second moteurs 6, 12 est séparée. Le module de gestion 16 commande la liaison du premier circuit d’alimentation 13a au premier moteur 6 et du second circuit d’alimentation 14a aux second moteurs 12. L’interrupteur 20 est en position ouverte. Dans la première configuration, le module de gestion 16 commande la liaison du premier circuit d’alimentation 13a au premier circuit d’alimentation 14a. Le second moteur 12 est alors alimenté en parallèle par les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14. L’interrupteur 20 est en position fermée.
En outre, l’aéronef 1 comprend un contrôleur de vol 17 également connu sous l’acronyme FC pour « Flight Controller » en langue anglaise.
Le contrôleur de vol 17 assure par exemple les fonctions de guidage et de pilotage. Il est relié aux premier et second moteurs 6, 12 afin de gérer leur fonctionnement selon les différentes phases de vol et les configurations de l’aéronef 1.
Avantageusement, le contrôleur de vol 17 est également relié au module de gestion 16. Il est par exemple relié au module de gestion 16 par un circuit de commande 17a. Le contrôleur de vol 17 permet par exemple de commander le module de gestion 16. Le contrôleur de vol 17 envoie par exemple un signal électrique au module de gestion 16 qui définit l’alimentation des moteurs 6, 12 en commandant par exemple la position de l’interrupteur 20.
Le contrôleur de vol 17 peut être relié au premier ensemble d’alimentation 13 par un troisième circuit d’alimentation monté en parallèle du premier circuit d’alimentation 13a et/ou au second ensemble d’alimentation 14 par un quatrième circuit d’alimentation monté en parallèle du second circuit d’alimentation 14. Ceci permet l’alimentation du contrôleur de vol 17.
Selon un autre exemple non représenté, le module de gestion 16 est commandé mécaniquement par exemple par un bouton poussoir actionné par un opérateur.
Selon un autre exemple non représenté, le module de gestion 16 peut être commandé automatiquement.
Dans sa seconde configuration, en référence aux figures 2 et 3, l’aéronef 1 comprend en outre une première aile 30a fixée de manière amovible sur le premier bras 3a, une seconde aile 30b fixée de manière amovible sur le second bras 3b et un empennage arrière 18.
Les première et seconde ailes 30a, 30b s’étendent dans le prolongement respectivement des premier et second bras 3a, 3b. Elles présentent une forme aérodynamique. Elles présentent typiquement une face extrados et une face intrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite. Les première et seconde ailes 30a, 30b comprennent au moins une tige 70a, préférablement deux tiges 70a de fixation aux bras 3a, 3b. Chaque tige 70a et solidaire d’une extrémité de l’aile 30a, 30b et s’étend en saillie.
Selon l’invention, en référence à la , les premier et second bras 3a, 3b comprennent chacun un premier dispositif de raccordement configuré pour fixer de manière amovible les première et seconde ailes 30a, 30b respectivement aux premier et second bras 3a, 3b. Le dispositif de raccordement comprend par exemple des logements 70 ménagés dans un bord de chacun des bras 3a, 3b. Chaque logement 70 reçoit une tige 70a pour fixer de manière amovible l’aile 30a, 30b au bras 3a, 3b.
Pour renforcer la liaison entre les ailes 30a, 30b et les bras 3a, 3b, une colle peut être appliquée entre les ailes 30a, 30b et les bras 3a, 3b.
Avantageusement, l’aéronef 1 comprend un premier dispositif de détection 300 de la présence des première et seconde ailes 30a, 30b sur l’aéronef 1. Le premier dispositif de détection 300 comprend par exemple un capteur comprenant un premier câble porté par les premier et second bras 3a, 3b et un second câble porté par les première et seconde ailes 30a, 30b. La fixation des première et seconde ailes 30a, 30b permet d’établir le contact électrique entre les premier et second câbles tandis que le retrait des première et seconde ailes 30a, 30b permet de rompre le contact électrique. Les câbles sont des câbles d’alimentation électrique. Le dispositif de détection 300 peut comprendre en outre des capteurs de contact montés sur les ailes 30a, 30b et/ou sur les bras 3a, 3b. Le premier dispositif de détection 300 est avantageusement relié au contrôleur de vol 17.
L’empennage arrière 18 est agencé à l’opposé du nez 2a. Il relie les première et seconde nacelles 7a, 7b. L’empennage arrière 18 présente par exemple une forme générale de V inversée. Il est avantageusement formé d’une seule pièce. Il comprend une première portion 18a et une seconde portion 18b reliées entre elles par une portion centrale 18c plane. Les première et seconde portions 18a, 18b sont respectivement reliées aux première et seconde nacelles 7a, 7b.
Comme mieux visible la , les première et seconde portions 18a, 18b comprennent chacune un connecteur 180a coopérant avec la nacelle 7a, 7b correspondante. Chaque connecteur 180a comprend avantageusement un embout 180a1 de type male s’étendant longitudinalement. Avantageusement, chaque connecteur 180 comprend en outre une tige de support 180a2 portant l’embout 180a1. Le diamètre externe de la tige de support 180a2 est avantageusement supérieur au diamètre externe de l’embout 180a1 et est identique au diamètre externe des première et seconde nacelles 7a, 7b. Chaque tige de support 180a2 est par ailleurs respectivement reliée aux première et seconde portions 18a, 18b. Le connecteur 180a est avantageusement métallique.
Selon l’invention, les première et seconde nacelles 7a, 7b comprennent chacune un second dispositif de raccordement qui est agencé sur une extrémité de chaque nacelle 7a, 7b située à l’opposé du nez 2a, et qui est configuré pour fixer de manière amovible l’ empennage arrière 18. Le dispositif de raccordement comprend par exemple un orifice 180b d’insertion du connecteur 180a. L’orifice 180b est ménagé sur une extrémité arrière des nacelles 8a, 8b opposée au nez 2a.
Avantageusement, l’aéronef 1 comprend un second dispositif de détection 181. Le second dispositif de détection 181 comprend par exemple un capteur comprenant un premier câble porté par les première et seconde nacelles 7a, 7b et un second câble porté par les embouts 180a1. La fixation de l’empennage arrière 18 permet d’établir le contact électrique entre les premier et second câbles tandis que le retrait de l’empennage arrière 18 permet de rompre le contact électrique. Les câbles sont des câbles d’alimentation électrique. Le second dispositif de détection 181 peut comprendre en outre des capteurs de contact montés sur les nacelles 7a, 7b et/ou sur l’empennage arrière 18.Le second dispositif de détection 181 est avantageusement relié au contrôleur de vol 17.
Dans la première configuration de l’aéronef 1 représentée sur la , les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont déplacés au barycentre de l’aéronef 1 pour conformer le centre de masse de l’aéronef 1 au centre de masse définit pour un aéronef de type multirotors à voilure tournante. Par ailleurs, le module de gestion 16 commande l’alimentation des second moteurs 12 à partir des premier et second ensembles d’alimentation 13, 14. Ainsi, les rotors de sustentation 8a, 8b, 9a, 8b assurent dans cette configuration la portance de l’aéronef 1.
Dans la seconde configuration de l’aéronef 1 représentée sur la , les première et seconde ailes 3a, 3b et l’empennage arrière 18 sont fixés de manière amovible à l’aéronef 1. Les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 sont déplacés vers le nez 2a du fuselage 2 pour conformer le centre de masse de l’aéronef 1 au centre de masse définit pour un aéronef à voilure mixte. Par ailleurs, le module de gestion 16 commande l’alimentation du premier moteur 6 à partir du premier ensemble d’alimentation 13 et des second moteurs 12 à partir du second ensemble d’alimentation 14. Ainsi, les rotors de sustentation 8a, 8b, 9a, 8b assurent dans cette configuration la portance de l’aéronef 1 durant les phases de décollage et d’atterrissage verticaux et les première et seconde ailes 3a, 3b assurent la portance de l’aéronef 1 durant le vol horizontal ou vol d’avancement et le rotor de propulsion assure le déplacement horizontal de l’aéronef 1. Le contrôleur de vol 17 assure quant à lui les transitions de vol entre les vol vertical et horizontal. Pendant la phase de vol vertical, par exemple lors du décollage, il commande la mise en marche des second moteurs 12 tandis que le premier moteur 6 est à l’arrêt, puis lors du vol horizontal, il commande la mise à l’arrêt des second moteurs 12 et la mise en marche du premier moteur 6.
L’aéronef 1 est ainsi reconfigurable au sol entre les première et seconde configurations. L’aéronef 1 peut être utilisé aussi bien pour une mission où un vol stationnaire est requis que pour une mission où un vol d’avancement de longue durée est nécessaire. La mise en œuvre d’un aéronef unique réduit l’encombrement du véhicule de transport de l’aéronef 1, facilite les phases d’entretien et de maintenance.
Grâce aux premier et second dispositifs de raccordement, il est possible de retirer ou d’ajouter les ailes 30a, 30b et l’empennage arrière 18 selon l’opération envisagée.
En outre, grâce au module de gestion 16, il est possible d’adapter l’alimentation énergétique des moteurs 6, 12 selon la mission envisagée.
En outre, grâce au caractère mobile des premier et second ensembles d’alimentation 13, 14, il est possible d’ajuster le centre de masse de l’aéronef 1 selon sa configuration.
Un procédé de reconfiguration de l’aéronef 1 va maintenant être décrit en référence à la .
Lorsque l’aéronef 1 est dans la première configuration, le procédé de reconfiguration comprend les étapes suivantes :
(a) fixer de manière amovible la première aile 30a au premier bras 3a, la seconde aile 30b au second bras 3b, et l’empennage arrière 18 aux nacelles 7a, 7b,
(b) commander l’alimentation du premier moteur 6 par le premier ensemble d’alimentation 13, et les seconds moteurs 12 des première et seconde nacelles 7a, 7b par le second ensemble d’alimentation 14,
(c) déplacer en translation le long de l’axe longitudinal les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 depuis la première position jusqu’à la seconde position,
(d) optionnellement, paramétrer le contrôleur de vol 17 conformément à la seconde configuration de l’aéronef 1, par exemple via une station sol 19.
Les étapes (a), (b), (c), (d) peuvent être réalisées dans n’importe quel ordre voire dans l’ordre chronologique selon l’ordre d’énonciation des étapes. La chronologie des étapes est au choix de l’opérateur.
Avantageusement, l’étape (b) comprend une sous étape (b0) de transmission d’un signal au module de gestion 16.
Selon un exemple, le signal est mécanique. Par exemple, un opérateur actionne manuellement un bouton poussoir qui transmet le signal mécanique au module de gestion 16 pour commander l’alimentation des premier et second moteurs 6, 12.
Selon un autre exemple, le signal est électrique. Par exemple, pendant l’étape (d) un opérateur paramètre le contrôleur de vol 17 qui via un bus numérique relié au contrôleur de vol 17, transmet le signal électrique au module de gestion 16 pour commander l’alimentation des premier et second moteurs 6, 12.
Selon encore un autre exemple, le module de gestion 16 est commandé automatiquement. Par exemple, les dispositifs de détection transmettent un signal électrique au module de gestion 16. Une étape de validation du signal peut être réalisée par l’opérateur via la station sol 19.
Grâce à ces mécanismes automatisés de gestion de l’alimentation des premier et second moteurs 6, 12, l’étape (b) peut être exécutée simplement et rapidement.
L’étape (d) permet de mettre à jour le contrôleur de vol 16 sur les fonctions de guidage et de pilotage qui dépendent de la masse de l’aéronef 1, son centrage, son inertie et des phases de vol.
Lorsque l’aéronef 1 est dans la seconde configuration, le procédé de reconfiguration de l’aéronef 1 peut comprendre les étapes opposées suivantes :
- retirer la première aile 30a au premier bras 3a, la seconde aile 30b au second bras 3b, et l’empennage arrière 18 des nacelles 7a, 7b,
- commander l’alimentation des seconds moteurs 12 des première et seconde nacelles 7a, 7b par les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14,
- déplacer en translation le long de l’axe longitudinal les premier et second ensembles d’alimentation 13, 14 depuis la seconde position jusqu’à la première position,
- optionnellement, paramétrer le contrôleur de vol 17 conformément à la première configuration de l’aéronef 1, par exemple via la station sol 19.
Claims (11)
- Aéronef (1) à décollage et atterrissage verticaux, comprenant :
- un fuselage (2) s’étendant selon un axe longitudinal (X) entre un nez (2a) et une queue (2b),
- des premier et second bras (3a, 3b) de support fixes s’étendant de part et d’autre du fuselage (2),
- un dispositif de propulsion (4) configuré pour entrainer un déplacement horizontal de l’aéronef (1), et comprenant :
un rotor propulsif (5) monté sur la queue (2b) du fuselage (2), et
un premier moteur (6) relié au rotor propulsif (5),
- des première et seconde nacelles (7a, 7b) fixées respectivement aux premier et second bras (3a, 3b), chacune de ces nacelles (7a, 7b) comprenant des premier et second dispositifs de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) configurés pour entrainer un déplacement vertical de l’aéronef (1), chacun de ces dispositifs de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) comprenant :
un rotor de sustentation (10a, 10b, 11a, 11b), et
un second moteur (12) relié au rotor de sustentation (10a, 10b, 11a, 11b),
- des premier et second ensembles d’alimentation (13, 14) en énergie des premier et second moteurs (6, 12) de chaque dispositif de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) de chaque nacelle (7a, 7b), et
- un module de gestion (16) de l’alimentation des premier et second moteurs (6, 12) par les premier et second ensembles d’alimentation (13, 14),
caractérisé en ce que l’aéronef (1) est reconfigurable au sol entre une première configuration d’aéronef à capacité de décollage et d’atterrissage verticaux et de vol stationnaire et une seconde configuration d’aéronef à capacité de décollage et d’atterrissage verticaux et de vol horizontal, et en ce que :
- les premier et second bras (3a, 3b) comprennent chacun un premier dispositif de raccordement configuré pour fixer de manière amovible des première et seconde ailes (30a, 30b) respectivement aux premier et second bras (3a, 3b),
- les première et seconde nacelles (7a, 7b) comprennent chacune un second dispositif de raccordement qui est agencé sur une extrémité de chaque nacelle (7a, 7b) située à l’opposé du nez (2a), et qui est configuré pour fixer de manière amovible un empennage arrière (18) reliant les première et seconde nacelles (7a, 7b),
- les premier et second ensembles d’alimentation (13, 14) sont montés mobiles en translation dans le fuselage (2) selon une direction parallèle à l’axe longitudinal, entre une première position et une seconde position, et
- le module de gestion (16) est configuré pour, dans la première configuration, commander l’alimentation des second moteurs (12) de chaque dispositif de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) de chaque nacelle (7a, 7b) à partir des premier et second ensembles d’alimentation (13, 14), et dans la seconde configuration, commander l’alimentation du premier moteur (6) à partir du premier ensemble d’alimentation (13) et des second moteurs (12) de chaque dispositif de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) de chaque nacelle (7a, 7b) à partir du second ensemble d’alimentation (14). - Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le premier ensemble d’alimentation (13) est relié au premier moteur (6) par un premier circuit d’alimentation (13a) et le second ensemble d’alimentation (14) est relié aux second moteurs (12) de chaque dispositif de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) de chaque nacelle (7a, 7b) par un second circuit d’alimentation (14a) et en ce qu’un interrupteur (20) est monté entre les premier et second circuits d’alimentation (13a, 14a).
- Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les premier et second ensembles d’alimentation (13, 14) comprennent chacun au moins une batterie électrique.
- Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rotor propulsif (5) comprend un premier moyeu (5a) destiné à être mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X).
- Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les rotors de sustentation (10a, 10b, 11a, 11b) des premier et second dispositifs de sustentation (8a, 8b, 9a, 9b) comprennent chacun un second moyeu (10a’, 10b’, 11a’, 11b’) destiné à être mobile en rotation autour d’un axe de rotation perpendiculaire à l’axe longitudinal (X).
- Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les rotors de sustentation (10a, 10b, 11a, 11b) des première et seconde nacelles (7a, 7b) sont opposés longitudinalement.
- Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les premier et second ensembles d’alimentation (13, 14) sont montés sur une paire de rails (15) fixés au fuselage (2) et parallèles entre eux et à l’axe longitudinal.
- Procédé de reconfiguration au sol d’un aéronef (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, le procédé comprenant les étapes suivantes:
(a) fixer de manière amovible la première aile (30a) au premier bras (3a), la seconde aile (30b) au second bras (3b), et l’empennage arrière (18) aux nacelles (7a, 7b),
(b) commander l’alimentation du premier moteur (6) par le premier ensemble d’alimentation (13), et les seconds moteurs (12) des première et seconde nacelles (7a, 7b) par le second ensemble d’alimentation (14),
(c) déplacer en translation le long de l’axe longitudinal (X) les premier et second ensembles d’alimentation (13, 14) depuis la première position jusqu’à la seconde position. - Procédé selon la revendication précédente, dans lequel l’étape (b) comprend une sous étape (b0) de transmission d’un signal au module de gestion (16).
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le signal est un signal mécanique ou électrique transmis par un contrôleur de vol (17) relié de manière opérationnelle au module de gestion (16).
- Procédé selon la revendication précédente, comprenant en outre, après les étapes (b) et (c), une étape (d) de paramétrage du contrôleur de vol (17) conforme à la seconde configuration de l’aéronef (1), par exemple via une station sol (19).
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2018208652A1 (fr) * | 2017-05-08 | 2018-11-15 | Insitu, Inc. | Aéronef modulaire à capacité de décollage et d'atterrissage verticaux |
| US20190248480A1 (en) * | 2016-10-31 | 2019-08-15 | Advanced Aerial Services, Llc | Modular unmanned aerial vehicle with adjustable center of gravity |
| US10543905B1 (en) * | 2019-02-05 | 2020-01-28 | Kitty Hawk Corporation | Battery shifting for center of gravity control |
| US20210253234A1 (en) * | 2020-02-18 | 2021-08-19 | Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company | Vertical take-off and landing (vtol) aircraft and related methods |
| US20210339860A1 (en) * | 2020-04-30 | 2021-11-04 | Volansi, Inc. | Modular fixed vtol with line replaceable units |
-
2022
- 2022-06-21 FR FR2206064A patent/FR3136745A1/fr active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20190248480A1 (en) * | 2016-10-31 | 2019-08-15 | Advanced Aerial Services, Llc | Modular unmanned aerial vehicle with adjustable center of gravity |
| WO2018208652A1 (fr) * | 2017-05-08 | 2018-11-15 | Insitu, Inc. | Aéronef modulaire à capacité de décollage et d'atterrissage verticaux |
| US10543905B1 (en) * | 2019-02-05 | 2020-01-28 | Kitty Hawk Corporation | Battery shifting for center of gravity control |
| US20210253234A1 (en) * | 2020-02-18 | 2021-08-19 | Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company | Vertical take-off and landing (vtol) aircraft and related methods |
| US20210339860A1 (en) * | 2020-04-30 | 2021-11-04 | Volansi, Inc. | Modular fixed vtol with line replaceable units |
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