WO2001087446A1 - Soucoupe volante electrique, pilotee et alimentee a distance - Google Patents

Soucoupe volante electrique, pilotee et alimentee a distance Download PDF

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WO2001087446A1
WO2001087446A1 PCT/FR2001/001018 FR0101018W WO0187446A1 WO 2001087446 A1 WO2001087446 A1 WO 2001087446A1 FR 0101018 W FR0101018 W FR 0101018W WO 0187446 A1 WO0187446 A1 WO 0187446A1
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aircraft
control
propellers
aircraft according
remote
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PCT/FR2001/001018
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Philippe Louvel
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Philippe Louvel
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    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • A63H27/12—Helicopters ; Flying tops
    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • A63H27/04—Captive toy aircraft
    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H30/00—Remote-control arrangements specially adapted for toys, e.g. for toy vehicles
    • A63H30/02—Electrical arrangements
    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • A63H27/002—Means for manipulating kites or other captive flying toys, e.g. kite-reels

Definitions

  • the present invention relates to a light aircraft of the flying saucer type, piloted and powered remotely, capable of hovering and of moving in three dimensions.
  • the object of the invention is an aircraft piloted and powered remotely, powered by electric motors coupled to propellers, characterized in that it is capable of hovering or of moving in three dimensions in a controlled manner .
  • the system consists of an aircraft, a control unit and control box.
  • the aircraft comprises four propellers, each driven by an electric motor, a gyroscopic device, tilt and yaw movement sensors and an external protective envelope.
  • the invention also relates to the flight control method.
  • the main purpose of this invention is to provide a fun and educational toy which is mainly intended for indoor flight.
  • the aircraft is equipped with an on-board micro-camera, the aim being to carry out remote inspections on works that are difficult to access.
  • FIG. 1 shows the invention in use.
  • Figure 2 shows the interior of the aircraft from above.
  • Figure 3 shows the interior of the aircraft in side view.
  • Figure 4 shows a perspective view of the arrangement of the motors and sensors.
  • Figure 5 shows the diagram of the control unit (4) and the movements of the control handle (7).
  • Figure 6 shows the internal electrical diagram of the aircraft (1).
  • Figure 7 shows the internal electrical diagram of the control unit (3).
  • Figure 8 shows the internal electrical diagram of the control box (4).
  • FIG. 9 shows the diagram of the servo-control produced by the electronic circuit (81).
  • FIG. 10 presents a variant of the diagram of the control produced by the electronic circuit (81).
  • FIG. 11 presents a top view of the external casing (40) of the aircraft.
  • Figure 12 shows a bottom view of the outer casing (40) of the aircraft.
  • FIG. 13 shows the aircraft equipped with an on-board micro-camera (300).
  • the aircraft (1) has the general shape of a flying saucer, as shown in Figure FIG.l. It is connected to the control unit (3) by a flexible multi-conductor cable (2).
  • the control unit (4) is manipulated by the user and is connected to the control unit (3) by a flexible multi-conductor cable (6).
  • the control unit (3) is either worn by the user or can be plugged into a charging base (5) which connects to the normal power supply network.
  • the aircraft has four propellers (10), (11), (12), (13) with a vertical axis, arranged in a horizontal plane in a square, which provide lift.
  • Each propeller is independently driven by an electric motor.
  • the propeller (10) is driven by the motor (20).
  • the propeller (11) is driven by the motor (21).
  • the propeller (12) is driven by the motor (22).
  • the propeller (13) is driven by the motor (23).
  • the chassis supporting the engines consists of two rectangular planks (30) and (31), arranged in a vertical plane, which intersect at right angles in the central area of the aircraft.
  • the board (30) supports the motors (10) and (12).
  • the board (31) supports the motors (11) and (13), as shown in Figure FIG.4.
  • the propellers (10) and (12) rotate clockwise.
  • the propellers (11) and (13) have a reverse pitch and rotate counterclockwise. As the propellers rotate at close speeds, the sum of the reaction torques on the aircraft is small.
  • the propellers (10) and (12) shown in Figure FIG.3 are located in a horizontal plane offset from the propellers (11) and (13), which allows to have an overlap of the scanned areas and therefore a solution compact in size.
  • a gyroscopic rotor In the center of the aircraft is a gyroscopic rotor (50) which is located in a horizontal plane above that of the propellers.
  • the gyroscopic rotor is driven by a fifth electric motor (51).
  • This rapidly rotating rotor is intended to create a significant moment of inertia, which gives the aircraft stability along its vertical axis.
  • the gyroscopic stiffness of this rotor slows the roll and pitch oscillations of the aircraft so that the control servo (which will be detailed later) can have time to make the corrections with respect to the deviations of attitude of the aircraft.
  • the rotor has the following properties: its mass is concentrated on the periphery, its balancing is neat, the interior area is perforated to allow the air flow induced by the propellers to pass.
  • the gyroscopic rotor being almost flat, it does not participate in the lift. It has very low aerodynamic drag in rotation and its reaction torque at the aircraft level is negligible.
  • the motors (21), (22), (23), (24) and (51) are direct current electric motors.
  • the engine supply wires exit the aircraft through a hole (42) in the casing located in the middle of the lower part.
  • the envelope (40) is a very perforated protective casing to allow the air flow to pass, as shown in Figures FIG.ll and FIG.12.
  • the openwork areas include a protective mesh (43) which prevents the introduction of a finger inside the envelope.
  • the side part (41) is full.
  • the lower part is completely openwork and only includes the protective mesh (43).
  • the protective envelope is made of flexible plastic material, so as to absorb shocks if the aircraft strikes another object or if the aircraft falls to the ground following a failure.
  • the role of the envelope also consists in preventing a total or partial rupture of the rotating elements from escaping from the aircraft. The envelope thus ensures the necessary level of security, in particular in the case where the aircraft is used as a toy.
  • the four feet (44), (45), (46) and (47) are fixed to the boards (30) and (31), as shown in Figures FIG.3 and FIG.4. These feet are also made of flexible material to attenuate the shocks and the rebounds during the landing of the aircraft.
  • the front of the aircraft is the side on which the propeller (10) is located. It is recognizable from the outside by the presence of a decoration simulating white headlights (48), visible in Figure FIG.ll.
  • the rear is the side where the propeller is located (12). It is recognizable from the outside by the presence of a decoration simulating red headlights (49).
  • the aircraft comprises headlights at the front and a device for transmitting an audible signal.
  • the aircraft is equipped with three attitude sensors which are used for flight control. These sensors are positioned as shown in Figure FIG.4.
  • the sensor (61) is single-axis and detects the inclination of roll: it gives the left-right inclination of the aircraft relative to the horizontal.
  • the sensor (62) is single-axis and detects the pitch tilt: it gives the front-rear tilt of the aircraft relative to the horizontal.
  • the sensors (61) and (62) can be replaced by a single bi-axis sensor which simultaneously detects the inclinations of roll and pitch.
  • the yaw sensor (63) consists of a miniature gyrocompass device. Its angular momentum is directed along the X axis. It is located near the center of the aircraft.
  • the control unit has a handle (7) and is connected to the control unit by the cable (6).
  • FIG.5 shows the control box
  • the tilting of the aircraft towards the front is obtained by pushing the lever in the direction (70).
  • the tilting of the aircraft towards the rear is obtained by pulling the lever in the direction (72).
  • the tilting of the aircraft to the right is obtained by tilting the lever in the direction (71).
  • the tilting of the aircraft to the left is obtained by tilting the lever in the direction (73).
  • the rotation of the aircraft to the right is obtained by turning the lever towards direction 75.
  • the button 78 makes it possible to simultaneously increase the speed of the four propellers, which causes the aircraft to climb.
  • the button (78) is actuated by the user's index finger.
  • the button 79 makes it possible to simultaneously decrease the speed of the four propellers, which causes the aircraft to descend.
  • the button (79) is actuated by the user's middle finger.
  • a spring system causes, in the absence of force on the lever, the return of the lever to the central position.
  • the button 170 makes it possible to switch on the headlights of the aircraft and the button 171 makes it possible to activate an audible signal in the aircraft.
  • the buttons (170) and (171) are operated by the thumb of the user.
  • control unit (3) is shown schematically in Figure FIG.7.
  • This unit contains an electrical energy accumulator (80) capable of supplying current to the 5 electric motors of the aircraft for several minutes. It also contains an electronic circuit (81) for controlling the flight of the aircraft.
  • control unit (3) The function of the control unit (3) is to control each of the four motors by controlling the current by four chopped control outputs (PWM: Iche idth Modulation) whose duty cycle is calculated by the microcontroller (84).
  • PWM Fre idth Modulation
  • the power interface is produced by means of an electronic circuit (82) containing the four power transistors (170), (171), (172) and (173) which control the current in each of the motor control lines. (120), (121), (122) and (123) as a function of the cyclic command setpoint produced by the microcontroller.
  • the control unit also contains a start switch (102) which makes it possible to switch on or off the control unit (3) as well as the positive power supply (101) of the aircraft.
  • the control unit also contains two interface terminals with the charging base, the positive terminal (191) and the negative terminal (190).
  • the mass is distributed to the various components which use it: the mass for the aircraft is the link (100), the mass used by the control unit is the link (140) .
  • the electronic circuit (81) delivers the stabilized Vreg power supply (130) for the yaw tilt and movement sensors and for the control unit (141).
  • the electronic circuit (81) receives as input the signals from the tilt sensors.
  • the signal (131) is an analog signal from the tilt sensor (61).
  • the signal (132) is an analog signal from the tilt sensor (62).
  • the signal (133) is an analog signal from the yaw motion sensor (63).
  • the electronic circuit (81) also receives as input the signals from the joystick of the control unit.
  • the signal (150) is an analog signal from the forward-backward tilt control.
  • the signal (151) is an analog signal from the left-right tilt control.
  • the signal (152) is an analog signal from the left - right rotation control.
  • the signal (153) is an all-or-nothing signal from the up-down control.
  • FIG. 6. represents the electrical diagram of the aircraft.
  • the positive supply of the 5 motors is a common one (101).
  • the line (120) controls by mass the motor (20) which drives the propeller (10).
  • Line (121) controls by mass the motor (21) which drives the propeller (11).
  • Line (122) controls by mass the motor (22) which drives the propeller (12).
  • the line (123) controls by mass the motor (23) which drives the propeller (13).
  • the motor (51) is simply powered between the lines (100) and (101).
  • the positive supply Vreg of the tilt sensors (61), (62) and of the yaw movement sensor (63) is supplied by the line (130).
  • This power supply is regulated, for example 5 volts, so that the measurements provided by the sensors are not influenced by the variations in current consumed on the rechargeable battery.
  • the negative supply of the tilt sensors (61), (62) and the yaw motion sensor (63) is supplied by the line (100).
  • Line 131 is an analog voltage delivered by the roll sensor (61): the voltage delivered is proportional to the angle made by the structure of the aircraft relative to the horizontal (rotation around the X axis). The voltage delivered is equal to half of Vreg if the angle with the horizontal is zero. It is greater than half of Vreg if the angle is positive. It is less than half of Vreg if the angle is negative.
  • Line 132 is an analog voltage delivered by the pitch sensor (62): the voltage delivered is proportional to the angle made by the structure of the aircraft with respect to the horizontal (rotation around the Y axis). The voltage delivered is equal to half of Vreg if the angle with the horizontal is zero. It is greater than half of Vreg if the angle is positive. It is less than half of Vreg if the angle is negative.
  • Line 133 is an analog voltage delivered by the yaw motion sensor (63): the voltage delivered is proportional to the speed of rotation of the aircraft around the Z axis.
  • This sensor uses the precession torque that undergoes the gyrocompass device when the aircraft rotates around the Z axis. This torque is proportional to the speed of rotation.
  • An accelerometer transforms this torque into an analog output.
  • the voltage delivered is equal to half of Vreg if the rotation speed is zero. It is greater than half of Vreg if the rotation speed is positive. It is less than half of Vreg if the rotation speed is negative.
  • control box The electrical diagram of the control box is shown in Figure FIG.8.
  • the control unit is supplied by ground (140) and by voltage Vreg (141).
  • the movements of the joystick in the control unit move sliders and vary the analog output values for each of the movement controls.
  • the movement of the lever moves the cursor (160) in the direction (70) or (72).
  • the voltage delivered by the slider (160) is proportional to the position of the handle. If there is no effort on the joystick, the voltage delivered is half of Vreg.
  • the tension decreases.
  • the lever is pulled in direction (72), the tension increases.
  • the movement of the joystick causes the cursor (161) to move in the direction (71) or (73).
  • the tension delivered by the cursor (161) is proportional to the position of the lever.
  • the movement of the lever causes the cursor (162) to move in the direction (75) or (76).
  • the tension delivered by the slider (162) is proportional to the position of the lever.
  • the information delivered is of the all or nothing type.
  • the voltage delivered by the rocker (163) is zero voltage.
  • the voltage delivered by the rocker (163) is the voltage Vreg.
  • the contactor (170) generates information for the control unit to trigger the lighting of the front lights of the aircraft.
  • the contactor (171) generates information for the control unit to trigger the aircraft audio signal.
  • the flight control servo is shown in Figures FIG.9. and FIG. 10.
  • the current setpoints to be generated in each of the motors are the result of a calculation carried out by the microcontroller (84). This calculation is intended to achieve servo-control on a stable attitude of the aircraft (1).
  • control system uses the information coming from the sensors (61), (62) and (63) to converge towards the vertical attitude of the aircraft and to cancel the yaw movement.
  • the altitude at Z is not controlled, but when the thrust is greater than the weight of the aircraft, the aircraft rises and the weight of the part of the on-board cable (2) increases. A balance altitude is thus reached.
  • the microcontroller corrects the current setpoints sent to the motors to cause an imbalance in the direction requested by the lever. This imbalance is limited by the calculation to limit the speed of movement of the aircraft and so that the servo can quickly re-stabilize the aircraft as soon as the action on the joystick ceases.
  • control instructions are developed in 2 successive steps.
  • the first step (200) consists in calculating the corrections to be made on the speeds of the four propellers in order to reduce the attitude deviations from the ideal attitude (horizontal aircraft and no yaw movement).
  • the correction consists in increasing the speed of the propeller 11, correspondingly reducing the speed of the propeller 13, the speeds propellers 10 and 12 not being corrected. Conversely, if the information delivered by the sensor (61) indicates that the aircraft is tilted to the left, then the correction consists in increasing the speed of the propeller 13, correspondingly reducing the speed of the propeller 11, the speeds of propellers 10 and 12 not being corrected.
  • the correction consists in increasing the speed of the propellers 10 and 12, and correspondingly reducing the speed of the propellers 11 and 13.
  • the correction consists in increasing the speed of the propellers 11 and 13, and decrease the speed of propellers 10 and 12 accordingly.
  • attitude correction calculations are carried out simultaneously and the outputs of this calculation correspond to four new setpoints (180), (181), (182) and (183) for the propeller speeds.
  • the second step (201) of the servo calculation consists in modifying the previous instructions according to the actions on the joystick of the control unit (7).
  • the value of the voltage on line 150 causes the following correction: increase in speed of the propeller setpoint 12, and reduction of the same value of the propeller speed setpoint 10, the others not being corrected.
  • the value of the voltage on line 150 causes the following correction: increase in the set speed of the propeller 10, and decrease in the same value of the set speed of the propeller 12, the others not being corrected.
  • the value of the voltage on line 151 causes the following correction: increase in the set speed of the propeller 13, and decrease in the same value of the set speed of the propeller 11, the others not being corrected.
  • the value of the tension on line 151 causes the following correction: increase in the set speed of the propeller 11, and decrease in the same value of the set speed of the propeller 12, the others not being corrected.
  • the value of the voltage on line 152 causes the following correction: increase of the set speeds of propellers 11 and 13, and decrease of the same value of the set speed of propellers 10 and 12, the others not being corrected.
  • the value of the tension on line 152 causes the following correction: increase in the set speeds of the propellers 11 and 12, and decrease of the same value of the set speed of the propellers 11 and 13, the others not being corrected.
  • the entire control system is recalculated at all times in real time.
  • the charging base is a classic item. It is connected to the mains supply by means of a standard socket. It has a receptacle which can receive the control unit or only the rechargeable battery, in the case of alternating use with two batteries.
  • the aircraft embeds a micro-camera (300) in its front part as shown in Figure FIG.13.
  • the video cable (301) then travels with the other power cable (2) which connects the aircraft to the ground.
  • a video screen (302) carried by the user displays the images captured by the micro-camera.
  • the aim of this variant is to propose a remote inspection system, particularly suitable for inspecting components or structures located high up and difficult to access.
  • One of the advantages of the invention is to propose an amusing and educational aircraft system, particularly suitable for learning to pilot an aircraft of the helicopter type.
  • One of the other advantages of the invention is to propose, via an on-board micro-camera, a very useful remote inspection system. SIZING EXAMPLE FOR THE TOY VERSION
  • Diameter of the propellers from 15 to 20 cm Diameter of the aircraft: 50cm Weight of the aircraft: 400 g Operating voltage: 14 V Battery capacity: 1.5 Ah

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Abstract

L'objet de l'invention est un aéronef piloté et alimenté à distance, propulsé par des moteurs électriques accouplés à des hélices, caractérisé en ce qu'il est capable de faire du vol stationnaire ou de se déplacer dans les trois dimensions de façon maîtrisée. Le système est composé d'un aéronef (1), d'une unité de contrôle (3) et d'un boîtier de commande (4). L'aéronef comporte quatre hélices entraînées chacune par un moteur électrique, un dispositif gyroscopique, des capteurs d'inclinaisons et de mouvement de lacet et une enveloppe externe de protection. L'invention concerne également le procédé d'asservissement du vol. Le but principal de cette invention est de proposer un jouet amusant et éducatif qui est principalement destiné au vol indoor. Dans une variante de l'invention, l'aéronef est équipé d'une micro-caméra embarquée, le but étant de réaliser des télé-inspections sur des ouvrages difficilement accessibles.

Description

SOUCOUPE VOLANTE ELECTRIQUE, PILOTEE ET ALIMENTEE A DISTANCE
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention se rapporte à un aéronef léger de type soucoupe volante, piloté et alimenté à distance, capable de faire du vol stationnaire et de se déplacer dans les trois dimensions.
ART ANTERIEUR
On connaît le brevet US4161843 publié en 1979, qui présente un aéronef qui comporte quatre hélices entraînées par un moteur électrique unique, alimenté à distance. L'inconvénient de cette invention est que le contrôle de l'attitude de l'aéronef et donc son vol contrôlé est impossible en faisant simplement varier la vitesse du moteur comme indiqué.
On connaît le brevet FR2737130 publié en 1997, qui présente un avion léger mu par un moteur électrique, alimenté et piloté à distance, prévu pour le vol indoor. Cet avion n'est pas capable de faire du vol stationnaire.
On connaît le brevet US5672086 publié en 1997, qui présente un aéronef mu par un moteur électrique grâce à un accumulateur embarqué, piloté à distance sans fil, et qui comporte deux hélices. L'inconvénient de cette invention est qu'il n'existe pas dans l'état de la technique actuel des accumulateurs avec un rapport puissance/poids suffisant pour permettre la sustentation en vol stationnaire .
On connaît le brevet US5971320 publié en 1999, qui présente un hélicoptère, alimenté à distance, et qui comporte un rotor principal et trois hélices embarquées sur ce rotor en bout des pales, ces hélices étant entraînées chacune indépendamment par un moteur électrique via un commutateur électrique rotatif. L'inconvénient de ce dispositif est que le commutateur est compliqué à fabriquer et que le temps de réponse des moteurs doit être très performant, ce qui grève le coût d'un tel appareil.
BREVE DESCRIPTION DE l' INVENTION
L'invention présentée ici résout les inconvénients des inventions de l'art antérieur. L'objet de l'invention est un aéronef piloté et alimenté à distance, propulsé par des moteurs électriques accouplés à des hélices, caractérisé en ce qu'il est capable de faire du vol stationnaire ou de se déplacer dans les trois dimensions de façon maîtrisée. Le système est composé d'un aéronef, d'une unité de contrôle et d'un boîtier de commande. L'aéronef comporte quatre hélices entraînées chacune par un moteur électrique, d'un dispositif gyroscopique, de capteurs d'inclinaisons et de mouvement de lacet et d'une enveloppe externe de protection . L'invention concerne également le procédé d'asservissement du vol.
Le but principal de cette invention est de proposer un jouet amusant et éducatif qui est principalement destiné au vol indoor.
Dans une variante de l'invention, l'aéronef est équipé d'une micro-caméra embarquée, le but étant de réaliser des télé-inspections sur des ouvrages difficilement accessibles.
DESCRIPTION DES FIGURES
La figure 1 présente l'invention en situation d'utilisation.
La figure 2 montre l'intérieur de l'aéronef en vue de dessus. La figure 3 montre l'intérieur de l'aéronef en vue de côté.
La figure 4 présente une vue en perspective de l'agencement des moteurs et des capteurs .
La figure 5 présente le schéma du boîtier de commande (4) et les mouvements de la manette de commande ( 7 ) . La figure 6 présente le schéma électrique interne de l'aéronef (1) .
La figure 7 présente le schéma électrique interne de l'unité de contrôle (3).
La figure 8 présente le schéma électrique interne du boîtier de commande (4).
La figure 9 présente le schéma de l'asservissement réalisé par le circuit électronique (81). La figure 10 présente une variante du schéma de l'asservissement réalisé par le circuit électronique (81) .
La figure 11 présente une vue de dessus du carter externe (40) de l'aéronef.
La figure 12 présente une vue de dessous du carter externe (40) de l'aéronef.
La figure 13 présente l'aéronef équipé d'une micro-caméra embarquée (300) .
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION L'aéronef (1) a la forme générale d'une soucoupe volante, comme le montre la figure FIG.l. Il est relié à l'unité de contrôle (3) par un câble souple multi-conducteurs (2) .
Le boîtier de commande (4) est manipulé par l'utilisateur et est relié à l'unité de contrôle (3) par un câble souple multi-conducteurs (6).
L'unité de contrôle (3) est soit portée par l'utilisateur, soit peut s'enficher sur un socle de recharge (5) qui se connecte au réseau d'alimentation électrique normal.
AERONEF (1)
Comme le montre les figures FIG.2 et FIG.3, l'aéronef comporte quatre hélices propulsives (10), (11), (12), (13) d'axe vertical, disposées dans un plan horizontal selon un carré, qui assurent la poussée de sustentation.
Chaque hélice est entraînée de façon indépendante par un moteur électrique. L'hélice (10) est entraînée par le moteur (20). L'hélice (11) est entraînée par le moteur (21). L'hélice (12) est entraînée par le moteur (22). L'hélice (13) est entraînée par le moteur (23).
Le châssis supportant les moteurs est constitué de deux planches rectangulaires (30) et (31) , disposées dans un plan vertical, qui se croisent à angle droit dans la zone centrale de l'aéronef.
La planche (30) supporte les moteurs (10) et (12). La planche (31) supporte les moteurs (11) et (13), comme représenté sur la figure FIG.4.
Les hélices (10) et (12) tournent dans le sens horaire. Les hélices (11) et (13) ont un pas inverse et tournent dans le sens anti-horaire. Comme les hélices tournent à des vitesses voisines, la somme des couples de réaction au niveau de l'aéronef est faible.
Les hélices (10) et (12) représentées sur la figure FIG.3 sont situées dans un plan horizontal décalé par rapport aux hélices (11) et (13), ce qui permet d'avoir un recouvrement des zones balayées et donc une solution compacte en encombrement.
Au centre de l'aéronef se trouve un rotor gyroscopique (50) qui est situé dans un plan horizontal au dessus de celui des hélices. Ce rotor gyroscopique est entraîné par un cinquième moteur électrique (51) . Ce rotor, tournant rapidement, est destiné à créer un moment d'inertie important, ce qui confère à l'aéronef une stabilité suivant son axe vertical. La raideur gyroscopique de ce rotor ralentit les oscillations de roulis et de tangage de l'aéronef de manière à ce que l'asservissement de contrôle (qui sera détaillé plus loin) puisse avoir le temps d'apporter les corrections par rapport aux écarts d'attitude de l'aéronef. Le rotor a les propriétés suivantes : sa masse est concentrée sur la périphérie, son équilibrage est soigné, la zone intérieure est ajourée pour laisser passer le flux d'air induit par les hélices. Le rotor gyroscopique étant quasiment plat, il ne participe pas à la sustentation. Il présente une traînée aérodynamique en rotation très faible et son couple de réaction au niveau de l'aéronef est négligeable.
Les moteurs (21), (22), (23), (24) et (51) sont des moteurs électriques à courant continu. Les fils d'alimentation des moteurs sortent de l'aéronef par un trou (42) de l'enveloppe situé au milieu de la partie inférieure.
L'enveloppe (40) est un carter de protection très ajouré pour laisser passer le flux d'air, comme représenté sur les figures FIG.ll et FIG.12. Les zones ajourées comportent un maillage de protection (43) qui empêche l'introduction d'un doigt à l'intérieur de l'enveloppe. La partie latérale (41) est pleine. La partie inférieure est complètement ajourée et ne comporte que le maillage de protection (43).
L'enveloppe de protection est fabriquée en matériau plastique souple, de façon à amortir les chocs si l'aéronef heurte un autre objet ou si l'aéronef tombe au sol suite à une défaillance. Le rôle de l'enveloppe consiste aussi à empêcher qu'une rupture totale ou partielle des éléments tournants ne s'échappe de l'aéronef. L'enveloppe assure ainsi le niveau de sécurité nécessaire, notamment dans le cas où l'aéronef est utilisé comme jouet.
Les quatre pieds (44), (45), (46) et (47) sont fixés sur les planches (30) et (31), comme le montre les figures FIG.3 et FIG.4. Ces pieds sont également fabriqués en matériau souple pour atténuer les chocs et les rebonds lors de l'atterrissage de l'aéronef.
L'avant de l'aéronef est le côté où est situé l'hélice (10). Il est reconnaissable de l'extérieur par la présence d'un décor simulant des phares blancs (48), visible sur la figure FIG.ll. L'arrière est le côté où est situé l'hélice (12) . Il est reconnaissable de l'extérieur par la présence d'un décor simulant des phares rouges (49). Dans une variante de l'invention, l'aéronef comporte des phares à l'avant et un dispositif d'émission de signal sonore.
L'aéronef est pourvu de trois capteurs d'attitude qui servent à l'asservissement du vol . Ces capteurs sont positionnés comme le montre la figure FIG.4.
Il y a 2 capteurs d'inclinaison : Le capteur (61) est mono-axe et détecte l'inclinaison de roulis : il donne l'inclinaison gauche-droite de l'aéronef par rapport à l'horizontale.
Le capteur (62) est mono-axe et détecte l'inclinaison de tangage : il donne l'inclinaison avant-arrière de l'aéronef par rapport à l'horizontale. Dans un autre mode de réalisation de l'invention, les capteurs (61) et (62) peuvent être remplacés par un seul capteur bi-axes qui détecte simultanément les inclinaisons de roulis et de tangage.
Le capteur de lacet (63) est constitué d'un dispositif gyrocompas miniature. Son moment cinétique est dirigé suivant l'axe X. Il est situé à proximité du centre de l'aéronef.
Le fonctionnement de ces capteurs et de l'asservissement du vol sera détaillé plus loin.
BOITIER DE COMMANDE (4) et MANETTE (7) Le boîtier de commande comporte une manette (7) et est relié à l'unité de contrôle par le câble (6).
La figure FIG.5 représente le boîtier de commande.
Le basculement de l'aéronef vers l'avant est obtenu en poussant la manette dans la direction (70). Le basculement de l'aéronef vers l'arrière est obtenu en tirant la manette dans la direction (72). Le basculement de l'aéronef vers la droite est obtenu en inclinant la manette dans la direction (71) . Le basculement de l'aéronef vers la gauche est obtenu en inclinant la manette dans la direction (73). La rotation de l'aéronef vers la droite (sens horaire vu de dessus) est obtenue en tournant la manette vers la direction 75.
La rotation de l'aéronef vers la gauche (sens anti-horaire vu de dessus) est obtenue en tournant la manette vers la direction 76.
Le bouton 78 permet d'augmenter simultanément la vitesse des quatre hélices, ce qui provoque la montée de l'aéronef. Le bouton (78) est actionné par l'index de l'utilisateur.
Le bouton 79 permet de diminuer simultanément la vitesse des quatre hélices, ce qui provoque la descente de l'aéronef. Le bouton (79) est actionné par le majeur de l'utilisateur.
Un système de ressort provoque, en l'absence d'effort sur la manette, le rappel de la manette en position centrale.
Dans une variante de l'invention, le bouton 170 permet d'allumer les phares avant de l'aéronef et le bouton 171 permet d'activer un signal sonore dans l'aéronef. Les boutons (170) et (171) sont actionnés par le pouce de l'utilisateur.
UNITE DE CONTROLE (3) ET SCHEMAS ELECTRIQUES L'unité de contrôle (3) est représentée de façon schématique sur la figure FIG.7.
Cette unité contient un accumulateur d'énergie électrique (80) capable d'alimenter en courant les 5 moteurs électriques de l'aéronef pendant plusieurs minutes. Elle contient également un circuit électronique (81) de contrôle du vol de 1 ' aéronef .
La fonction de l'unité de contrôle (3) est de piloter chacun des quatre moteurs en commandant le courant par quatre sorties de commande hachée (PWM : Puise idth Modulation) dont le rapport cyclique est calculé par le microcontroleur (84).
L'interface de puissance est réalisée au moyen d'un circuit électronique (82) contenant les quatre transistors de puissance (170), (171), (172) et (173) qui pilotent le courant dans chacune des lignes de commande des moteurs (120), (121), (122) et (123) en fonction de la consigne de commande cyclique élaborée par le microcontroleur.
L'unité de contrôle contient aussi un interrupteur de mise en marche (102) qui permet de mettre sous tension ou de mettre hors tension l'unité de contrôle (3) ainsi que l'alimentation positive (101) de l'aéronef.
L'unité de contrôle contient aussi deux bornes d'interface avec le socle de recharge, la borne positive (191) et la borne négative (190) .
A l'intérieur de l'unité de contrôle, la masse est distribuée aux différents composants qui l'utilisent : la masse pour l'aéronef est la liaison (100), la masse utilisée par le boîtier de commande est la liaison (140).
Le circuit électronique (81) délivre l'alimentation Vreg stabilisée (130) pour les capteurs d'inclinaison et de mouvement de lacet et pour le boîtier de commande (141).
Le circuit électronique (81) reçoit en entrée les signaux des capteurs d'inclinaison . Le signal (131) est un signal analogique provenant du capteur d'inclinaison (61) . Le signal (132) est un signal analogique provenant du capteur d'inclinaison (62). Le signal (133) est un signal analogique provenant du capteur de mouvement de lacet (63). Le circuit électronique (81) reçoit également en entrée les signaux de la manette du boîtier de commande.
Le signal (150) est un signal analogique provenant de la commande d'inclinaison avant - arrière. Le signal (151) est un signal analogique provenant de la commande d'inclinaison gauche - droite. Le signal (152) est un signal analogique provenant de la commande de rotation gauche - droite. Le signal (153) est un signal tout ou rien provenant de la commande montée - descente.
La figure FIG.6. représente le schéma électrique de l'aéronef.
L'alimentation positive des 5 moteurs est un commun (101).
La ligne (120) pilote par la masse le moteur (20) qui entraîne l'hélice (10).
La ligne (121) pilote par la masse le moteur (21) qui entraîne l'hélice (11).
La ligne (122) pilote par la masse le moteur (22) qui entraîne l'hélice (12) . La ligne (123) pilote par la masse le moteur (23) qui entraîne l'hélice (13).
La polarité des moteurs (21) et (23) est inversée de façon à ce que le sens de rotation de ces 2 moteurs soit l'inverse du sens de rotation des moteurs (20) et (22) .
Le moteur (51) est alimenté simplement entre les lignes (100) et (101).
L'alimentation positive Vreg des capteurs d'inclinaison (61), (62) et du capteur de mouvement de lacet (63) est fournie par la ligne (130). Cette alimentation est régulée, par exemple 5 volts, pour que les mesures fournies par les capteurs ne soit pas influencées par les variations de courant consommé sur la batterie rechargeable.
L'alimentation négative des capteurs d'inclinaison (61), (62) et du capteur de mouvement de lacet (63) est fournie par la ligne (100).
La ligne 131 est une tension analogique délivrée par le capteur de roulis (61) : la tension délivrée est proportionnelle à l'angle que fait la structure de l'aéronef par rapport a l' orizontale (rotation autour de l'axe X). La tension délivrée est égale à la moitié de Vreg si l'angle avec l'horizontale est nul. Elle est supérieure à la moitié de Vreg si l'angle est positif. Elle est inférieure à la moitié de Vreg si l'angle est négatif. La ligne 132 est une tension analogique délivrée par le capteur de tangage (62) : la tension délivrée est proportionnelle à l'angle que fait la structure de l'aéronef par rapport à l'horizontale (rotation autour de l'axe Y). La tension délivrée est égale à la moitié de Vreg si l'angle avec l'horizontale est nul. Elle est supérieure à la moitié de Vreg si l'angle est positif. Elle est inférieure à la moitié de Vreg si l'angle est négatif.
La ligne 133 est une tension analogique délivrée par le capteur de mouvement de lacet (63) : la tension délivrée est proportionnelle à la vitesse de rotation de l'aéronef autour de l'axe Z. Ce capteur utilise en effet le couple de précession que subit le dispositif gyrocompas lorsque l'aéronef tourne autour de l'axe Z. Ce couple est proportionnel à la vitesse de rotation. Un accéléromètre transforme ce couple en sortie analogique.
La tension délivrée est égale à la moitié de Vreg si la vitesse de rotation est nulle. Elle est supérieure à la moitié de Vreg si la vitesse de rotation est positive. Elle est inférieure à la moitié de Vreg si la vitesse de rotation est négative.
Le schéma électrique du boîtier de commande est présenté sur la figure FIG.8. Le boîtier de commande est alimenté par la masse (140) et par la tension Vreg (141).
Les mouvements de la manette dans le boîtier de commande déplacent des curseurs et font varier la valeurs analogiques de sortie pour chacune des commandes de mouvement. Pour la commande de tangage, le mouvement de la manette fait bouger le curseur (160) dans la direction (70) ou (72). La tension délivrée par le curseur (160) est proportionnelle à la position de la manette. En l'absence d'effort sur la manette, la tension délivrée est la moitié de Vreg. Quand la manette est poussée dans la direction (70), la tension diminue. Quand la manette est tirée dans la direction (72), la tension augmente.
Pour la commande de roulis, le mouvement de la manette fait bouger le curseur (161) dans la direction (71) ou (73). Comme pour la commande de tangage, la tension délivrée par le curseur (161) est proportionnelle à la position de la manette . Pour la commande de rotation , le mouvement de la manette fait bouger le curseur (162) dans la direction (75) ou (76). Comme pour la commande de tangage ou de roulis, la tension délivrée par le curseur (162) est proportionnelle à la position de la manette.
Pour les mouvements de montée et de descente, l'information délivrée est du type tout ou rien. Lorsque le bouton + (78) est appuyé, la tension délivrée par le basculeur (163) est la tension nulle. Lorsque le bouton - (79) est appuyé, la tension délivrée par le basculeur (163) est la tension Vreg. Dans une variante de l'invention, le contacteur (170) génère une information pour l'unité de contrôle pour déclencher l'allumage des feux avant de l'aéronef. Le contacteur (171) génère une information pour l'unité de contrôle pour déclencher le signal sonore de l'aéronef.
ASSERVISSEMENT
L'asservissement de contrôle du vol est représenté sur les figures FIG.9. et FIG.10.
Les consignes de courant à générer dans chacun des moteurs sont le résultat d'un calcul effectué par le microcontroleur (84). Ce calcul est destiné à réaliser l'asservissement sur une attitude stable de l'aéronef (1).
En l'absence d'action sur la manette, l'asservissement utilise les informations venant des capteurs (61) , (62) et (63) pour converger vers l'attitude verticale de l'aéronef et pour annuler le mouvement de lacet.
L'altitude en Z n'est pas asservie, mais lorsque la poussée est supérieure au poids de l'aéronef, l'aéronef monte et le poids de la partie du câble (2) embarquée augmente. Une altitude d'équilibre est ainsi atteinte.
En cas d'action sur la manette (7), le microcontroleur corrige les consignes en courant envoyés aux moteurs pour provoquer un déséquilibre dans la direction demandée par la manette. Ce déséquilibre est limité par le calcul pour limiter la vitesse de déplacement de l'aéronef et pour que l'asservissement puisse re-stabiiliser rapidement l'aéronef dès que l'action sur la manette cesse.
Dans la version représentée sur la figure FIG.9., les consignes de l'asservissement sont élaborées en 2 étapes successives.
La première étape (200) consiste à calculer les corrections à apporter sur les vitesses des quatre hélices pour réduire les écarts d'attitude par rapport à l'attitude idéale (aéronef horizontal et pas de mouvement de lacet) .
Contrôle du tangage :
Si l'information délivrée par le capteur (62) indique que l'avant trop bas, alors la correction consiste à augmenter la vitesse de l'hélice 10, diminuer d'autant la vitesse de l'hélice 12, les vitesses des hélices 11 et 13 n'étant pas corrigées . A l'inverse, si l'information délivrée par le capteur (62) indique que l'avant trop haut, alors la correction consiste à augmenter la vitesse de l'hélice 12, diminuer d'autant la vitesse de l'hélice 10, les vitesses des hélices 11 et 13 n'étant pas corrigées. Contrôle du roulis :
Si l'information délivrée par le capteur (61) indique que l'aéronef est incliné vers la droite, alors la correction consiste à augmenter la vitesse de l'hélice 11, diminuer d'autant la vitesse de l'hélice 13, les vitesses des hélices 10 et 12 n'étant pas corrigées. A l'inverse, si l'information délivrée par le capteur (61) indique que l'aéronef est incliné vers la gauche, alors la correction consiste à augmenter la vitesse de l'hélice 13, diminuer d'autant la vitesse de l'hélice 11, les vitesse des hélices 10 et 12 n'étant pas corrigées.
Il est important de remarquer que ces corrections de roulis et de tangage n'entraînent pas de changement du couple de réaction de la rotation des hélices, car les variations se compensent.
Contrôle du lacet :
Si l'information délivrée par le capteur (63) indique que l'aéronef tourne dans le sens horaire (vers la droite) , alors la correction consiste à augmenter la vitesse des hélices 10 et 12, et diminuer d'autant la vitesse des hélices 11 et 13.
A l'inverse, si l'information délivrée- par le capteur (63) indique que l'aéronef tourne dans le sens anti-horaire (vers la gauche), alors la correction consiste à augmenter la vitesse des hélices 11 et 13, et diminuer d'autant la vitesse des hélices 10 et 12.
Ces corrections de mouvement de lacet utilisent la variation du couple de réaction pour faire tourner l'aéronef dans le sens désiré.
Il est important de noter que l'ensemble des corrections de roulis, tangage ou lacet décrites ci-dessus n'affectent pas la poussée verticale car la somme des vitesses des quatre hélices reste constante.
Ces calculs de correction d'attitude sont effectuées simultanément et les sorties de ce calcul correspondent à quatre nouvelles valeurs de consigne (180), (181), (182) et (183) pour les vitesses des hélices.
La seconde étape (201) du calcul d'asservissement consiste à modifier les consignes précédentes en fonction des action sur la manette du boîtier de commande (7) .
Lorsque la manette est inclinée vers la direction 70, la valeur de la tension sur la ligne 150 provoque la correction suivante : augmentation de la vitesse de consigne de l'hélice 12, et diminution de la même valeur de la consigne de vitesse de l'hélice 10, les autres n'étant pas corrigées.
Lorsque la manette est inclinée vers la direction 72, la valeur de la tension sur la ligne 150 provoque la correction suivante : augmentation de la vitesse de consigne de l'hélice 10, et diminution de la même valeur de la consigne de vitesse de l'hélice 12, les autres n'étant pas corrigées.
Lorsque la manette est inclinée vers la direction 71, la valeur de la tension sur la ligne 151 provoque la correction suivante : augmentation de la vitesse de consigne de l'hélice 13, et diminution de la même valeur de la consigne de vitesse de l'hélice 11, les autres n'étant pas corrigées.
Lorsque la manette est inclinée vers la direction 73, la valeur de la tension sur la ligne 151 provoque la correction suivante : augmentation de la vitesse de consigne de l'hélice 11, et diminution de la même valeur de la consigne de vitesse de l'hélice 12, les autres n'étant pas corrigées. Lorsque la manette est tournée vers la direction 75, la valeur de la tension sur la ligne 152 provoque la correction suivante : augmentation des vitesses de consigne des hélices 11 et 13, et diminution de la même valeur de la consigne de vitesse des hélices 10 et 12, les autres n'étant pas corrigées.
Lorsque la manette est tournée vers la direction 76, la valeur de la tension sur la ligne 152 provoque la correction suivante : augmentation des vitesses de consigne des hélices 11 et 12, et diminution de la même valeur de la consigne de vitesse des hélices 11 et 13, les autres n'étant pas corrigées.
Lorsque le bouton 78 est actionné, la ligne 153 provoque l'augmentation de vitesses sur les quatre hélices . Lorsque le bouton 79 est actionné, la ligne 153 provoque la diminution de vitesses sur les quatre hélices .
Ces calculs de correction par les commandes de la manette sont effectuées simultanément et le calcul limite le déséquilibre provoqué par les demandes issues de la manette. Les sorties de ce calcul correspondent à quatre nouvelles valeurs de consigne (120), (121), (122) et (123) pour les vitesses des hélices.
L'ensemble de l'asservissement est recalculé à chaque instant en temps réel.
Dans une autre version de l'asservissement présenté sur la figure FIG.10, l'ensemble des calculs est réalisé en une seule étape (210), et utilise des filtrages d'asservissement multidimensionnels classiques : corrections proportionnelles , dérivées et intégrales . Une autre caractéristique du logiciel du microcontroleur est d'autoriser le décollage de l'aéronef uniquement après un certain temps d'alimentation du dispositif gyroscopique de manière à ce que la vitesse de rotation maximale du dispositif gyroscopique soit atteinte avant le décollage, ce qui assure la stabilité verticale.
SOCLE DE RECHARGE (5)
Le socle de recharge est un élément classique. Il se branche sur l'alimentation du secteur au moyen d'une prise standard. Il comporte un réceptacle qui permet de recevoir l'unité de contrôle ou seulement la batterie rechargeable, dans le cas d'une utilisation alternée avec deux batteries .
VARIANTE AVEC MICRO-CAMERA
Dans une variante de l'invention, l'aéronef embarque une micro-caméra (300) dans sa partie avant comme représenté dans la figure FIG.13. Le câble vidéo (301) chemine alors avec l'autre câble d'alimentation (2) qui relie l'aéronef au sol. Un écran vidéo (302) porté par l'utilisateur affiche les images captées par la micro-caméra .
Le but de cette variante est de proposer un système de télé-inspection, particulièrement adapté pour inspecter des composants ou des ouvrages situés en hauteur et difficile d'accès.
D'autres variantes peuvent être imaginées, en ajoutant à la micro-caméra un outil destiné à pratiquer une télé-opération. Un exemple est la neutralisation d'un nid d'insectes dangereux en pulvérisant un spray d'insecticide embarqué à bord de l'aéronef.
AVANTAGES DE L'INVENTION
Un des avantages de l'invention est de proposer un système d'aéronef amusant et éducatif, particulièrement adapté à l'apprentissage du pilotage d'un aéronef du type hélicoptère.
Un des autres avantages de l'invention est de proposer, via une micro-caméra embarquée, un système de télé-inspection très utile. EXEMPLE DE DIMENSIONNEMENT POUR LA VERSION JOUET
Diamètre des hélices : de 15 à 20 cm Diamètre de l'aéronef : 50cm Poids de l'aéronef : 400 g Tension d'utilisation : 14 V Capacité de l'accumulateur : 1,5 Ah

Claims

REVENDICATIONS
[1] Aéronef, propulsé par l'énergie électrique, piloté et alimenté à distance au moyen d'un câble électrique souple, comportant un châssis, quatre propulseurs à hélice fixés sur ledit châssis et un rotor gyroscopique indépendant fixé également sur le dit châssis, caractérisé en ce qu'il est capable de faire du vol stationnaire et de se déplacer de façon maîtrisée dans les trois dimensions .
[2] Aéronef selon la revendication [1], caractérisé en ce que la source d'énergie au sol est un accumulateur électrique rechargeable, porté par l'utilisateur ou posé au sol .
[3] Aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [2], caractérisé en ce que les moyens propulsifs sont constitués de 4 hélices entraînées chacune par un moteur électrique à courant continu, 2 hélices tournant dans le sens horaire et diamétralement opposées, et 2 hélices tournant dans le sens anti-horaire, diamétralement opposées.
[4] Aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [3], caractérisé en ce que la commande de chacun des moteurs électriques accouplés aux hélices est piloté au moyen d'un courant haché PWM par un dispositif électronique de commande non embarqué.
[5] Aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [4], caractérisé en ce que l'organe de pilotage est une manette unique permettant la commande de tangage, la commande de roulis, la commande de mouvement de lacet, la commande de montée et la commande de descente.
[6] Aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [5], caractérisé en ce qu'il comporte en outre des capteurs d'inclinaison par rapport à la verticale et un asservissement électronique permettant, en l'absence de sollicitation sur la manette, de conserver la position verticale.
[7] Aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [6], caractérisé en ce qu'il comporte en outre un dispositif gyrocompas de mesure de la vitesse de rotation de lacet et un asservissement électronique permettant, en l'absence de sollicitation sur la manette, d'annuler le mouvement de lacet.
[8] Aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [7], caractérisé en ce qu'il comporte en outre une micro-caméra embarquée relié à un écran vidéo visible par l'utilisateur.
[9] Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications [1] à [8], caractérisé en ce qu'il comporte un asservissement électronique utilisant les capteurs d'inclinaison et de mouvement de lacet en vue d'asservir l'attitude de l'aéronef sur l'attitude idéale horizontale, au moyen du pilotage en courant des quatre moteurs électriques .
[10] Procédé de contrôle d'un aéronef selon la revendication [9], caractérisé en ce qu'il comporte en outre une prise en compte des mouvements de la manette pour provoquer un écart d'attitude en roulis, tangage, lacet, montée ou descente afin de générer le déplacement souhaité de 1 ' aéronef .
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