WO2016116719A1 - Dispositif pour l'assistance de la phase de récupération d'un aéronef a voilure fixe - Google Patents

Dispositif pour l'assistance de la phase de récupération d'un aéronef a voilure fixe Download PDF

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WO2016116719A1
WO2016116719A1 PCT/FR2016/050144 FR2016050144W WO2016116719A1 WO 2016116719 A1 WO2016116719 A1 WO 2016116719A1 FR 2016050144 W FR2016050144 W FR 2016050144W WO 2016116719 A1 WO2016116719 A1 WO 2016116719A1
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aircraft
fuselage
empennage
flight
landing
Prior art date
Application number
PCT/FR2016/050144
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Inventor
Michael DE LAGARDE
Benjamin MICHEL
Alexandre LAPADU
Quentin DELPLANQUE
Pierre Gilles
Maxime PITON
Christophe CHANUDET
Original Assignee
Delair-Tech
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Publication date
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Priority to US15/544,249 priority patent/US20180050793A1/en
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    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64U70/83—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets using parachutes, balloons or the like

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft. It relates more particularly to fixed-wing aircraft of the drone type. STATE OF THE ART
  • UAVs are typically used to monitor areas of particular interest on the ground without requiring the presence of human pilots.
  • Drones are used in particular for the regular, almost continuous, overflight of sensitive areas. They are in this case equipped with image acquisition means and remote transmission of these images to a control station. In such applications, drones should preferably have a long range of flight, of the order of several hours. They must also be able to automatically handle certain flight situations, especially in case of emergency.
  • These aircraft are generally controlled remotely, for example by radio control, or are self-controlled for at least part of their mission. They then comprise means for calculating and controlling their control surfaces, according to a previously coded logic.
  • the landing phase is one of the most critical, because of the danger presented during this phase for both the aircraft and the property. or people on the ground.
  • One of the problems of drones is to be able to return to the ground in any situation in a secure way.
  • the present invention aims to remedy all or part of these disadvantages.
  • the present invention relates to a fixed-wing aircraft, comprising at least one passive landing assistance means, deployable between a first position, used in normal flight and a second position, and a means for triggering the transition from the first position to the second position, said aircraft further comprising a shape memory foam landing gear (17).
  • said means for triggering the transition from the first position to the second position, used in an emergency is activated automatically in the event of loss of control of the aircraft, possibly by a remote controller.
  • the aircraft comprises a tail unit having a first position, called flight position, intended for normal flight, in which the airfoils forming said tail are positioned substantially in the axis of the flight path of the aircraft. and a second position, called the aerodynamic braking position, intended to be implemented during a loss of control of the aircraft, in which the empennage rotates about a pivot axis perpendicular to the aircraft. longitudinal axis of said aircraft.
  • the invention relates to a fixed-wing aircraft characterized in that it comprises, at the rear of its fuselage, a stabilizer comprising at least two bearing surfaces, said empennage presenting relatively to the fuselage a first normal flight position in which the airfoils are positioned substantially in the X axis of the flight path of the aircraft and a second position in which the airfoils form an angle greater than 60 ° with the a ⁇ e X of the flight path, the empennage then forming an aerodynamic brake.
  • the empennage slows the fall of the aircraft, to ensure a controlled fall speed (for example -8m / s maximum) even in case of loss of control of the aircraft. steering system.
  • the empennage is a "V" -type tailplane composed of two bearing surfaces, said empennage being secured.
  • the aircraft is piloted by a flight control means, and the empennage locking means is controlled by said flight control means.
  • the locking means comprises a breakable resistive wire and heating means of this breakable wire.
  • the aircraft is controlled by control means formed here of a microcontroller connected to an electronic circuit, and the tail is held in flight position by a mechanical locking means connected to the electronic circuit of said aircraft, the aircraft comprising means such that, when the electronic system of the aircraft is out of service, the empennage passes from the flight position to the aerodynamic braking position.
  • the locking means uses for example a wire, broken by electromechanical means, the lack of power supply of the electronic circuit then releasing the empennage.
  • the empennage once passed from the flight position to the aerodynamic braking position, is held by a second mechanical locking means in this aerodynamic braking position.
  • the empennage is maintained in the aerodynamic braking position by an anti-return pawl.
  • the present invention relates to an aircraft comprising an inflatable pneumatic landing gear.
  • the aircraft presents a Retractable landing gear in the fuselage, less complex and less fragile than a landing gear train.
  • the inflatable pneumatic landing gear has a flight position in which it is kept under vacuum and is retracted into the fuselage of the aircraft and a landing position in which it is re-inflated at ambient pressure. and deploys out of the fuselage of the aircraft.
  • the inflatable pneumatic landing gear comprises a closed chamber of the shape memory type. Thanks to these provisions, the landing gear has a precise shape adapted to the landing of the aircraft.
  • the closed chamber is held folded by creating a depression therein, and expands to its natural shape by opening a valve opening the chamber to the outside air.
  • the enclosure is maintained folded by creating a depression within it, and deployed by simply opening a valve allowing the outside air to enter said enclosure.
  • the device avoids the dangers associated with the use in an aircraft of a compressed gas cartridge or a pyrotechnic gas generator, and allows to install an airbag type of cushion on a drone.
  • the portion of the landing gear intended to come into contact with the ground carries a cover which, in flight position, forms an aerodynamic continuity with the fuselage of the aircraft.
  • the pneumatic landing gear inflatable and retractable in the fuselage, carries a cover forming a wear pad which avoids damaging the landing gear pneumatic when it comes into contact with the ground.
  • the aircraft comprises an electronic control circuit and the control of the inflation of the landing gear is by a valve controlled by said electronic control circuit.
  • the aircraft comprises a dislocatable wing-fuselage connection thanks to a main attachment intended to collect the forces during a normal flight (force essentially oriented along an axis orthogonal to the plane of the wings) and a fuse intended to break for "abnormal" efforts typically encountered during a hard landing.
  • a normal flight force essentially oriented along an axis orthogonal to the plane of the wings
  • a fuse intended to break for "abnormal" efforts typically encountered during a hard landing.
  • the aircraft comprises a dislocatable fuselage-tail link in the event of an impact or in the event of the release of a fail safe hook.
  • the aircraft has a parachute housed in its dislocatable tail, this parachute is released on dislocation of the tail.
  • FIG. 1 represents a drone in a particular embodiment of the invention
  • FIGS. 2a and 2b represent the positions of flight and aerodynamic braking of the tail tail
  • FIG. 3 illustrates the disposition of the locking device of the tail tail
  • FIG. 4 schematically illustrates the inflatable pneumatic landing gear, in the folded position (top figure) and in the deployed position (bottom figure).
  • FIG. 5 very schematically illustrates the principle of a breakable attachment device between a wing and the fuselage of the aircraft, in profile view
  • FIG. 6 is a similar illustration in a top view, wing removed,
  • FIG. 7 is a view from below of a wing / fuselage attachment device in the event of a hard landing (the fuselage and the pions are masked), - Figure 8 illustrates the same device, in a sectional view AA (some internal elements of the wing and the fuselage are masked for readability),
  • FIG. 9 still illustrates the same device, according to a view from above (the wing is represented in transparency, certain internal elements of the wing are masked for reasons of readability),
  • FIG. 10 illustrates the principle of a breakable fuselage at the tail tail, when the two parts of the fuselage are assembled
  • FIG. 12 similarly illustrates the moment of dislocation following the release of the "fail safe” hook
  • FIG. 13 illustrates the dropable tail and the housing (here represented by an oval hole) of a parachute
  • FIG. 14 illustrates, in a complementary manner to Figure 13, the rear face of the front part of the fuselage, on which is distinguished at the top the hook "fail safe”, and at the bottom, in the form of two lateral rectangles, the clip-on fastener,
  • FIG. 15 illustrates the details of the "fail safe” hook in blocking position (left figure) and release (right figure).
  • FIG. 16 illustrates an exemplary embodiment of the shape memory foam landing gear (17).
  • the invention finds its place in the context of a drone aircraft, remotely controlled or autopiloted.
  • a geometric reference comprising a longitudinal axis X determined as the flight direction of the aircraft, and oriented in the normal direction of movement of the aircraft.
  • a vertical plane XZ is likewise defined by the longitudinal axis and the aerodynamic thrust axis of the aircraft, a vertical axis Z defined as perpendicular to the longitudinal axis X and situated in this vertical plane XZ, oriented in the direction aerodynamic thrust in normal flight of the aircraft.
  • a transverse axis defined as perpendicular to the other two axes. This transverse axis Y is generally located in the plane of the main wing of the aircraft.
  • Rear of the aircraft means for example the opposite part to the direction of flight of the aircraft.
  • said aircraft 10 comprises a fuselage 11, a main wing 12, and a stabilizer 13, disposed here at the rear of the fuselage 11.
  • the aircraft (10) has a shape memory foam landing gear (17) under its fuselage, as shown in FIG. 16, which is an exchangeable wear piece protecting the fuselage shocks during brutal landings.
  • This shape memory foam landing gear (17) may consist of one or more flexible materials, for example polypropylene, polyurethane, polystyrene, plastic, elastomers, composite materials, rubber, or any other material having the required mechanical properties.
  • this shape memory foam landing gear (17) is easily calculated by those skilled in the art according to the weight of the aircraft (10), the expected speed of landing impact. , and the impact resistance of the structures and payloads of the aircraft.
  • the shape of the shape memory foam landing gear (17) may vary according to the embodiment of the invention. It may for example be distributed over all or part of the underside of the fuselage of the aircraft (10), or on the underside of a portion of its wings or empennages or both, in one or more blocks.
  • the shape memory foam landing gear can cover the nose of the aircraft (10) to protect it in some embodiments.
  • the shape memory foam landing gear may have openings to clear the field to cameras or other sensors. It may have a shape facilitating the takeoff of the aircraft (10), for example a handle for launching by hand, a cavity for driving on a ramp, or other forms.
  • the shape memory foam landing gear can be partially hollowed out to make it more deformable.
  • This shape memory foam landing gear (1 7) has many advantages. It cushions the landing shocks, and protects the aircraft (1 0) from scratches or perforations. It can be made of a lightweight material, inexpensive and very easy to machine. Said memory foam landing gear (1 7) can therefore be easily and cheaply replaced after
  • the empennage 1 3 is here composed of two oblique parts, realizing a tail called “butterfly” or “V”, known per se.
  • This empennage consists of two inclined surfaces 13a, 1 3b, ensuring at the same time the balance and control of the aircraft.
  • the two inclined surfaces 1 3a, 1 3b are connected at a connecting line, the surfaces 1 3a, 1 3b forming between them an angle, for example close to 90 °.
  • the empennage 1 3 is secured to the fuselage of the aircraft, in the rear portion thereof, on the one hand, by a central pivot 1 5 placed perpendicularly to the longitudinal axis X, in the plane of the fixed wing, and, on the other hand, by a locking device 16 of the empennage 1 3 in flight position (see Figure 3).
  • the empennage 13 has a first position (FIG. 2a), called flight position, in normal flight in which the bearing surfaces 13a, 13b are positioned generally along the longitudinal axis X of the flight path of the aircraft 10.
  • the locking device 1 6 is active and maintains the empennage in a position such that the two bearing surfaces are generally parallel to the aerodynamic flow, that is to say to the direction of movement of the aircraft.
  • the empennage 1 3 also has a second position (FIG. 2b), implemented for example during a loss of control of the aircraft, in which the locking device 16 is released.
  • empennage 1 3 When it is released from its position in the flight axis, empennage 1 3 comes naturally, under the effect of aerodynamic forces, to be placed in maximum aerodynamic braking position.
  • the empennage 1 3 then rotates substantially 90 degrees towards the rear of the aircraft, thus placing its bearing surfaces 1 3a, 1 3b in their maximum aerodynamic drag position, the connecting line between the empennages 1 3a, 1 3b being placed substantially perpendicular to the longitudinal axis X.
  • the empennage 13 then has a high resistance to air and slows down the horizontal flight speed and decreases the rate of fall of the aircraft 10. In this way, the kinetic energy of the aircraft is reduced compared to a fall of an aircraft not equipped with this device. In this way, a controlled drop rate (for example a maximum value of -8 m / s) is ensured even in the event of loss of the critical control system.
  • the aircraft 10 is driven by a microcontroller connected to an electronic circuit (not shown in the figures) and the empennage 13 is held in its first position by the blocking means 16 connected to the electronic circuit of said aircraft 10.
  • the triggering of the transition between the first position, ie the "normal" flight position, and the second position, ie the aerodynamic braking position of the empennage, is, in the present example realization, caused by the power of a resistive wire that breaks while it heats up. Upon breaking, it releases the locking device 16 which maintains the empennage 13 in flight position.
  • the device for triggering the transition between the two flight positions of the jibe 13 has its own power supply, in particular to be usable even in the event of an electrical failure of the aircraft.
  • the trip is effective when one of the following conditions is reached:
  • the aircraft 10 uses here as blocking device 16 an electromagnet. In this way, in the absence of power supply for the piloting control system, the electromagnet no longer holds the tail and the tailplane rotates 90 degrees towards the rear of the aircraft under the effect of the thrust of the air.
  • the empennage 13 is held by a second mechanical locking means (not shown in the figures) in the aerodynamic braking position, for example by a ratchet anti return.
  • a second mechanical locking means not shown in the figures
  • the aircraft 10 comprises an inflatable pneumatic landing gear 40, deployable under its fuselage 11 (see FIG. 4).
  • the inflatable pneumatic landing gear 40 has a flight position (FIG. 4 at the top) in which it is deflated and is retracted into the fuselage 11 of the aircraft.
  • the pneumatic landing gear 40 has a landing position (FIG. 4 below), in which it is inflated with a gas and deployed outside the fuselage 11 of the aircraft 10.
  • the inflatable pneumatic landing gear 40 comprises, in the present example, a closed chamber 41 of shape memory type.
  • This closed enclosure 41 may be made of any flexible material, allowing the inflatable pneumatic landing gear 40 to pass from a deflated shape adapted to be retracted into the fuselage 11, to an inflated shape, capable of damping the contact of the aircraft with the ground during landing.
  • the closed chamber 41 is kept under a vacuum as long as it must be in the folded (deflated) position.
  • the control of the opening of a valve allows the outside air to enter the closed chamber 41, and causes the spontaneous re-inflation of said chamber by entering the outside air, and the subsequent deployment of the inflatable pneumatic landing gear 40.
  • the control of the opening of the valve is performed by the electronic control circuit of the aircraft, or by remote control,
  • the inflating of the closed enclosure 41 and the deployment of the inflatable pneumatic landing gear 40 can be done when approaching the ground. It is then for example triggered by a program running on a microcontroller, connected for example to an altimeter.
  • the inflatable pneumatic landing device is also provided.
  • the inflatable pneumatic landing gear device 40 is here manually retractable thanks to a valve allowing the air to flow from the inside to the outside of the closed enclosure 41.
  • the portion intended to come into contact with the ground of the inflatable landing gear comprises, in the present example, a cover 42 which, in the flight position, forms an aerodynamic continuity with the rest of the fuselage 11.
  • this cover 42 is here but not necessarily made of the same material as the rest of the fuselage, and, during the deployment of the inflatable pneumatic landing gear 40, this cover 42 forms a wear pad for protecting the closed chamber 1 1 of any damage when in contact with the ground.
  • the aircraft is provided with a device for attaching wings to the fuselage January 1 having a mechanical element acting as a "fuse" in case of effort greater than a predetermined value.
  • the main wing 51 is formed in one piece and is attached to the top of the fuselage 1 1 in normal flight of the aircraft.
  • the attachment device of the wing 51 to the fuselage January 1 is constituted, at the fuselage 1 1, two fixing pins 52d, 52g placed on either side (slightly forward) of the center of gravity of the 'plane.
  • fixing pins 52d, 52g each slide under a metal plate 53d, 53g respectively, having a notch 54d, 54g cut in V, these metal plates 53d, 53g being fixed to the wing 51, below grooves 55d, 55g formed in the volume of wing 51.
  • Figures 5 and 6 the front of the aircraft is on the right of the figure (while it is on the left in Figures 7 and 8).
  • Figure 5 shows the wing 51 placed above the fuselage January 1.
  • the fixing pegs 52d, 52g are each inserted into the notch 54d, 54g corresponding to the metal plates 53d, 53g.
  • the grooves 55d, 55g formed locally in the lower face of the wing 51 can accommodate the volume of the fixing pins 52d, 52g.
  • the retention in place of the wing 51 on the fuselage 1 1 is performed by a screw 56 which is placed at the rear of the wing 51 and which holds a tight electrical connector 57 fuselage / wing.
  • the function of this fuselage / wing electrical connector is to allow the passage of the current supplying various systems integrated to the wing 51.
  • the screw 56 is sized to break in shear when the forward acceleration of the aircraft is greater than a predetermined value.
  • the aircraft is equipped with a 100 dropable tail with a housing 1 10 for a parachute.
  • the parachute deploys and ensures a safe return to the ground.
  • the fastening device between the fuselage and the tail is composed of the following elements: A fail safe type hook 150 controllable by the autopilot, which is taken up in a fastener 151 above the tail of the aircraft, and thus secures the top of the tail 100 at the top of the fuselage.
  • a clip-on fastener 140 from the bottom of the tail with the bottom of the fuselage.

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Abstract

L'invention vise un aéronef (10) à voilure fixe, comportant au moins un moyen d'assistance passive à l'atterrissage, déployable entre une première position, utilisée en vol normal et une seconde position, utilisée en cas d'urgence, et un moyen de déclenchement de la transition de la première position vers la deuxième position, comportant en outre un train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17).

Description

DISPOSITIF POUR L'ASSISTANCE DE LA PHASE DE RÉCUPÉRATION D'UN
AÉRONEF À VOILURE FIXE
DOMAINE TECHNIQUE DE L'INVENTION
La présente invention concerne un aéronef, Elle concerne plus particulièrement les aéronefs à voilure fixe de type drone. ÉTAT DE LA TECHNIQUE
Les drones sont généralement utilisés pour surveiller des zones d'intérêt particulier au sol, sans nécessiter la présence de pilotes humains. Des drones sont notamment utilisés pour le survol régulier, pratiquement continu, de zones sensibles. Ils sont dans ce cas dotés de moyens d'acquisition d'images et de transmission à distance de ces images à un poste de contrôle. Dans de telles applications, les drones doivent préférentiellement présenter une grande autonomie en vol, de l'ordre de plusieurs heures. Ils doivent également être capables de gérer automatiquement certaines situations de vol, notamment en cas d'urgence.
On connaît déjà de nombreux types de drones, dont les tailles varient de quelques dizaines de centimètres à plusieurs mètres d'envergure.
Ces aéronefs sont généralement commandés à distance, par exemple par radiocommande, ou sont autopilotés pendant une partie au moins de leur mission. Ils comportent alors des moyens de calcul et de commande de leurs surfaces de contrôle, selon une logique préalablement codée.
Pour tous les aéronefs et plus particulièrement les drones, la phase d'atterrissage, en particulier en cas d'urgence, est l'une des plus critiques, du fait du danger présenté lors de cette phase tant pour l'appareil que pour les biens ou personnes au sol. Un des problèmes des drones est de pouvoir revenir au sol en toute situation de manière sécurisée.
Du fait de ces contraintes d'autonomie, de commande d'évolution lors du vol et de l'atterrissage, et de sécurité, les drones sont rendus de conception complexe, et sont encore peu utilisés, sauf pour des besoins militaires.
Le contrôle correct de l'appareil lors de toutes les phases de vol est donc essentiel à la mise en œuvre opérationnelle de drones et au développement de leur utilisation. OBJET DE L'INVENTION
La présente invention vise à remédier à tout ou partie de ces inconvénients. A cet effet, selon un premier aspect, la présente invention vise un aéronef à voilure fixe, comportant au moins un moyen d'assistance passive à l'atterrissage, déployable entre une première position, utilisée en vol normal et une seconde position, et un moyen de déclenchement de la transition de la première position vers la deuxième position, ledit aéronef comportant en outre un train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17).
Dans un mode de réalisation particulier, ledit moyen de déclenchement de la transition de la première position vers la deuxième position, utilisée en cas d'urgence, est activé automatiquement en cas de perte de contrôle de l'aéronef, éventuellement par un contrôleur distant.
Dans un mode de réalisation particulier, l'aéronef comporte un empennage présentant une première position, dite position de vol, destinée au vol normal, dans laquelle les surfaces portantes formant ledit empennage sont positionnées sensiblement dans l'axe de la trajectoire de vol de l'aéronef, et une seconde position, dite position de freinage aérodynamique, destinée à être mise en œuvre lors d'une perte de contrôle de l'aéronef, dans laquelle l'empennage effectue une rotation autour d'un axe de pivotement perpendiculaire à l'axe longitudinal dudit aéronef.
Dans un mode plus particulier de réalisation, l'invention vise un aéronef à voilure fixe caractérisé en ce qu'il comporte, à l'arrière de son fuselage, un empennage comportant au moins deux surfaces portantes, ledit empennage présentant relativement au fuselage une première position de vol normal dans laquelle les surfaces portantes sont positionnées sensiblement dans l'axe X de la trajectoire de vol de l'aéronef et une seconde position dans laquelle les surfaces portantes forment un angle supérieur à 60° avec l'a<e X de la trajectoire de vol, l'empennage formant alors un frein aérodynamique.
Grâce à ces dispositions, dans sa position de freinage aérodynamique, l'empennage ralentit la chute de l'appareil, permettant d'assurer une vitesse de chute contrôlée (par exemple de -8m/s maximum) même en cas de perte de contrôle du système de pilotage.
Dans un mode particulier de réalisation, l'empennage est un empennage de type en « V » composé de deux surfaces portantes, ledit empennage étant solidarisé audit fuselage par un pivot placé perpendiculairement à l'axe longitudinal X, dans le plan de la voilure principale, ledit pivot étant disposé sensiblement à mi-longueur sous l'empennage, l'aéronef comportant par ailleurs un moyen de blocage de l'empennage dans sa position de vol.
On comprend que la position du pivot relativement à l'empennage arrière détermine la position d'équilibre prise par ledit empennage sous l'effet des forces aérodynamiques. Le but est ici que cette position soit celle pour laquelle l'empennage présente au vent relatif la surface la plus grande possible.
Dans un mode de réalisation particulier, l'aéronef est piloté par un moyen de contrôle de vol, et le moyen de blocage de l'empennage est contrôlé par ledit moyen de contrôle de vol.
Dans un mode plus particulier de réalisation, le moyen de blocage comprend un fil résistif sécable et des moyens de chauffage de ce fil sécable.
Dans un mode particulier de réalisation, l'aéronef est piloté par des moyens de contrôle formés ici d'un microcontrôleur relié à un circuit électronique, et l'empennage est maintenu en position de vol par un moyen de blocage mécanique relié au circuit électronique dudit aéronef, l'aéronef comportant des moyens tels que, lorsque le système électronique de l'aéronef est hors service, l'empennage passe de la position de vol à la position de freinage aérodynamique.
Le moyen de blocage utilise par exemple un fil, rompu par moyen électromécanique, l'absence d'alimentation électrique du circuit électronique libérant alors l'empennage.
Dans un mode de réalisation particulier, l'empennage, une fois passé de la position de vol à la position de freinage aérodynamique, est maintenu par un second moyen de blocage mécanique dans cette position de freinage aérodynamique.
De cette manière, une fois l'empennage en position de freinage aérodynamique, il est maintenu fixe pendant que l'aéronef effectue sa descente vers le sol.
Dans un mode plus particulier de réalisation, l'empennage est maintenu en position de freinage aérodynamique par un cliquet anti retour.
Selon un deuxième aspect, la présente invention vise un aéronef comportant un train d'atterrissage pneumatique gonflable. De cette manière, l'aéronef présente un train d'atterrissage escamotable dans le fuselage, moins complexe et moins fragile qu'un train de roues d'atterrissage.
Dans un mode de réalisation particulier, le train d'atterrissage pneumatique gonflable présente une position de vol dans laquelle il est maintenu sous dépression et est escamoté dans le fuselage de l'aéronef et une position d'atterrissage dans laquelle il est regonflé à pression ambiante et se déploie hors du fuselage de l'aéronef.
Grâce à cette disposition, le déploiement du train d'atterrissage se fait automatiquement.
Dans un mode de réalisation particulier, le train d'atterrissage pneumatique gonflable comprend une enceinte fermée de type à mémoire de forme. Grâce à ces dispositions, le train d'atterrissage revêt une forme précise adaptée à l'atterrissage de l'aéronef.
Dans un mode de réalisation particulier, l'enceinte fermée est maintenue repliée par création d'une dépression en son sein, et se déploie vers sa forme naturelle par ouverture d'une vanne d'ouverture de l'enceinte à l'air extérieur.
Ainsi, l'enceinte est maintenue repliée par création d'une dépression en son sein, et déployée par simple ouverture d'une vanne permettant à l'air extérieur d'entrer dans ladite enceinte. De cette manière, le dispositif évite les dangers liés à l'utilisation dans un aéronef d'une cartouche de gaz comprimé ou d'un générateur de gaz pyrotechnique, et permet d'installer un coussin de type airbag sur un drone.
Dans un mode de réalisation particulier, la partie du train d'atterrissage destinée à entrer en contact avec le sol porte un couvercle qui, en position de vol, forme une continuité aérodynamique avec le fuselage de l'aéronef.
Grâce à ces dispositions, le train d'atterrissage pneumatique, gonflable et escamotable dans le fuselage, porte un couvercle formant un patin d'usure qui évite d'endommager le train d'atterrissage pneumatique lors de son entrée en contact avec le sol.
Dans des modes de réalisation, l'aéronef comprend un circuit électronique de commande et le contrôle du gonflement du train d'atterrissage se fait par une vanne contrôlée par ledit circuit électronique de commande.
Grâce à ces dispositions, le déclenchement du train d'atterrissage peut être commandé à tout moment par programme, ou déclenché à distance. Dans un mode de réalisation, l'aéronef comporte une liaison aile-fuselage dislocable grâce à une attache principale destinée à encaisser le forces durant un vol normal (force essentiellement orienté selon un axe orthogonal au plan des ailes) et un fusible destiné à se rompre pour des efforts « anormaux » rencontrés typiquement lors d'un atterrissage brutal. C'est par exemple le cas lors d'un arrêt net du fuselage entraînant un cisaillement de l'aile symétrique et vers l'avant par rapport au fuselage, ou touché d'une aile en premier, entraînant un cisaillement asymétrique de l'aile par rapport au fuselage.
Dans un mode de réalisation, l'aéronef comporte une liaison fuselage-queue dislocable en cas de choc ou en cas de libération d'un crochet fail safe.
Dans un mode plus particulier de réalisation, dans ce cas, l'aéronef comporte un parachute logé dans sa queue dislocable, ce parachute se libérant sur dislocation de la queue. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres avantages, buts et caractéristiques de la présente invention ressortiront de la description qui va suivre, faite dans un but explicatif et nullement limitatif en regard des dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 représente un drone dans un mode de réalisation particulier de l'invention,
- les figures 2a et 2b représentent les positions de vol et de freinage aérodynamique de l'empennage arrière,
- la figure 3 illustre la disposition du dispositif de blocage de l'empennage arrière,
- la figure 4 illustre de façon schématique le train d'atterrissage pneumatique gonflable, en position repliée (figure du haut) et en position déployée (figure du bas).
- la figure 5 illustre de façon très schématique le principe d'un dispositif d'attache sécable entre une aile et le fuselage de l'aéronef, en vue de profil,
- la figure 6 est une illustration analogue en vue de haut, aile enlevée,
- la figure 7 illustre en vue de dessous un dispositif d'attache aile / fuselage en cas d'atterrissage dur (le fuselage et les pions sont masqués), - la figure 8 illustre le même dispositif, selon une vue en coupe AA (certains éléments internes de l'aile et du fuselage sont masqués pour des raisons de lisibilité),
- la figure 9 illustre toujours le même dispositif, selon une vue de dessus (l'aile est représentée en transparence, certains éléments internes de l'aile sont masqués pour des raisons de lisibilité),
- la figure 10 illustre le principe d'un fuselage sécable au niveau de l'empennage arrière, lorsque les deux parties du fuselage sont assemblées,
- la figure 1 1 illustre le même dispositif, lorsque le fuselage est séparé en deux parties,
- la figure 12 illustre de même l'instant de la dislocation suite à la libération du crochet « fail safe »,
- la figure 13 illustre la queue largable et le logement (figuré ici par un trou ovale) d'un parachute,
- la figure 14 illustre, de façon complémentaire à la figure 13, la face arrière de la partie avant du fuselage, sur laquelle on distingue en haut le crochet « fail safe », et, en bas, sous forme de deux rectangles latéraux, le dispositif d'attache clipsable,
- la figure 15 illustre les détails du crochet « fail safe » en position blocage (figure de gauche) et libération (figure de droite).
- la figure 16 illustre un exemple de réalisation du train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17).
DESCRIPTION DETAILLEE D'UN EXEMPLE DE RÉALISATION DE L'INVENTION
On note, dès à présent, que les figures ne sont pas à l'échelle.
L'invention trouve sa place dans le contexte d'un aéronef de type drone, commandé à distance ou autopiloté.
On définit un repère géométrique comportant un axe longitudinal X déterminé comme la direction de vol de l'aéronef, et orienté dans le sens de déplacement normal de l'aéronef. On définit de même un plan vertical XZ par l'axe longitudinal et l'axe de poussée aérodynamique de l'aéronef, un axe vertical Z défini comme perpendiculaire à l'axe longitudinal X et situé dans ce plan vertical XZ, orienté dans le sens de la poussée aérodynamique en vol normal de l'aéronef. On définit enfin un axe transversal défini comme perpendiculaire aux deux autres axes. Cet axe transversal Y est globalement situé dans le plan de la voilure principale de l'aéronef.
Les notions d'avant, arrière, haut, bas etc. sont définies par rapport à ce repère. Par arrière de l'aéronef on entend par exemple la partie opposée au sens de vol de l'aéronef.
Dans le présent exemple de réalisation, tel qu'illustré par la figure 1 , ledit aéronef 10 comporte un fuselage 1 1 , une voilure principale 12, et un empennage 13, ici disposé en partie arrière du fuselage 1 1 .
Dans cet exemple de réalisation, l'aéronef (10) comporte un train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17) sous son fuselage, tel qu'illustré par la figure 16, qui est une pièce d'usure échangeable protégeant le fuselage des chocs lors d'atterrissages brutaux.
Ce train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17) peut être constitué d'un ou plusieurs matériaux souples, par exemple du polypropylène, du polyuréthane, du polystyrène, du plastique, des élastomères, des matériaux composites, du caoutchouc, ou tout autre matériau présentant les qualités mécaniques requises.
L'épaisseur de ce train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17) est facilement calculée par l'homme du métier en fonction du poids de l'aéronef (10), de la vitesse prévue d'impact à l'atterrissage, et de la résistance aux chocs des structures et charges utiles de l'aéronef.
La forme du train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17) peut varier suivant le mode de réalisation de l'invention. Il peut par exemple être réparti sur tout ou partie de la face inférieure du fuselage de l'aéronef (10), ou sur la face inférieure d'une partie de ses ailes ou empennages ou les deux, en un ou plusieurs blocs. Le train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme peut couvrir le nez de l'aéronef (10) pour le protéger dans certains modes de réalisation. Le train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme peut présenter des ouvertures pour dégager le champ à des caméras ou autres capteurs. Il peut avoir une forme facilitant le décollage de l'aéronef (10), par exemple une poignée pour le lancement à la main, une cavité permettant l'entraînement sur une rampe, ou d'autres formes. Le train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme peut être partiellement évidé pour le rendre plus déformable. Ce train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (1 7) présente de nombreux avantages. Il amortit les chocs à l'atterrissage, et protège l'aéronef (1 0) des rayures ou perforations. Il peut être constitué d'un matériau léger, peu onéreux et très facile à usiner. Ledit train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (1 7) peut donc être remplacé facilement et à moindre coût après usure ou rupture.
L'empennage 1 3 est ici composé de deux parties obliques, réalisant un empennage dit « papillon » ou en « V », connu en soi. Cet empennage est constitué de deux surfaces inclinées 13a, 1 3b, assurant en même temps l'équilibre et le contrôle de l'aéronef.
Les deux surfaces inclinées 1 3a, 1 3b sont reliées au niveau d'une ligne de liaison, les surfaces 1 3a, 1 3b formant entre elles un angle, par exemple voisin de 90 ° . L'empennage 1 3 est solidarisé au fuselage de laéronef, en partie arrière de celui-ci, d'une part, par un pivot central 1 5 placé perpendiculairement à l'axe longitudinal X, dans le plan de la voilure fixe, et, d'autre part, par un dispositif de blocage 16 de l'empennage 1 3 en position de vol (voir figure 3).
L'empennage 13 présente une première position (figure 2a), dite position de vol, en vol normal dans laquelle les surfaces portantes 1 3a, 13b sont positionnées globalement selon l'axe longitudinal X de la trajectoire de vol de l'aéronef 1 0. Dans cette première position, le dispositif de blocage 1 6 est actif et maintient l'empennage dans une position telle que les deux surfaces portantes soient globalement parallèles au flux aérodynamique, c'est à dire à la direction de déplacement de l'aéronef.
L'empennage 1 3 présente également une seconde position (figure 2b), mise en œuvre par exemple lors d'une perte de contrôle de l'aéronef, dans laquelle le dispositif de blocage 16 est libéré.
Lorsqu'il est libéré de sa position dans l'axe de vol, l'empennage 1 3 vient naturellement, sous l'effet des forces aérodynamiques, se placer en position de freinage aérodynamique maximum. L'empennage 1 3 effectue alors une rotation de sensiblement 90 degrés vers l'arrière de l'aéronef, plaçant ainsi ses surfaces portantes 1 3a, 1 3b dans leur position de traînée aérodynamique maximale, la ligne de liaison entre les empennages 1 3a, 1 3b venant se placer sensiblement perpendiculairement à l'axe longitudinal X. L'empennage 13 présente alors une grande résistance à l'air et vient ralentir la vitesse de vol horizontal et diminuer la vitesse de chute de l'aéronef 10. De la sorte, l'énergie cinétique de l'aéronef est réduite par rapport à une chute d'un aéronef non doté de ce dispositif. De cette manière, on assure un taux de chute contrôlé (par exemple d'une valeur maximum de -8m/s) même en cas de perte du système critique de pilotage.
Dans le présent mode de réalisation, donné ici à titre d'exemple non limitatif, l'aéronef 10 est piloté par un microcontrôleur relié à un circuit électronique (non illustré sur les figures) et l'empennage 13 est maintenu dans sa première position par le moyen de blocage 16 relié au circuit électronique dudit aéronef 10.
Le déclenchement de la transition, entre la première position, c'est à dire la position de vol « normal », et la seconde position, c'est à dire la position de freinage aérodynamique de l'empennage, est, dans le présent exemple de réalisation, provoqué par la mise sous tension d'un fil résistif qui se rompt alors qu'il s'échauffe. Lors de sa rupture, il libère le dispositif de blocage 16 qui maintient l'empennage 13 en position de vol.
Dans le présent exemple de mise en œuvre, le dispositif de déclenchement de la transition entre les deux positions de vols de l'empannage 13 dispose de sa propre alimentation, notamment pour être utilisable même en cas de panne électrique de l'aéronef.
En ce qui concerne la logique de déclenchement, le déclenchement est effectif lorsqu'une des conditions suivante est atteinte :
- absence de tension mesurée sur le bus des « servos » (c'est à dire les mécanismes de commande des surfaces aérodynamiques de l'appareil) ou le bus de l'électronique de bord,
- absence de « signe de vie » de la part de l'électronique de bord (le « signe de vie » étant un signal électrique qui permet de détecter que l'électronique de bord fonctionne).
De cette manière, on créé effectivement un dispositif « fail-safe », dans lequel, en cas de perte de contrôle du drone, celui-ci se met automatiquement en configuration de récupération, ici par freinage aérodynamique. Dans une variante, l'aéronef 10 utilise ici comme dispositif de blocage 16 un électroaimant. De cette manière en absence d'alimentation électrique du système de commande de pilotage, l'électroaimant ne maintient plus en place l'empennage et celui-ci effectue une rotation de 90 degrés vers l'arrière de l'aéronef sous l'effet de la poussée de l'air.
Dans une autre variante, une fois passé de la position de vol à la position de freinage aérodynamique, l'empennage 13 est maintenu par un second moyen de blocage mécanique (non illustré sur les figures) en position de freinage aérodynamique, par exemple par un cliquet anti retour. Ainsi une fois l'empennage 13 amené en position de freinage aérodynamique le cliquet empêche le retour dudit empennage en position de vol.
Dans un autre mode de réalisation, éventuellement mais non obligatoirement utilisé en conjonction avec le précédent, l'aéronef 10 comporte un train d'atterrissage pneumatique gonflable 40, déployable sous son fuselage 1 1 (voir figure 4).
Dans cet exemple de réalisation, le train d'atterrissage pneumatique gonflable 40 présente une position de vol (figure 4 en haut) dans laquelle il est dégonflé et est escamoté dans le fuselage 1 1 de l'aéronef. Le train d'atterrissage pneumatique 40 présente une position d'atterrissage (figure 4 en bas), dans laquelle il est gonflé d'un gaz et déployé hors du fuselage 1 1 de l'aéronef 10.
Le train d'atterrissage pneumatique gonflable 40 comprend, dans le présent exemple, une enceinte fermée 41 de type à mémoire de forme. Cette enceinte fermée 41 peut être composée en tout matériau souple, permettant au train d'atterrissage pneumatique gonflable 40 de passer d'une forme dégonflée adaptée à être escamotée dans le fuselage 1 1 , à une forme gonflée, apte à amortir le contact de l'aéronef avec le sol lors de l'atterrissage.
Dans un mode de mise en œuvre, l'enceinte fermée 41 est maintenue sous dépression d'air tant qu'elle doit être en position repliée (dégonflée). La commande de l'ouverture d'une vanne (non visible sur les figures), permet à l'air extérieur d'entrer dans l'enceinte fermée 41 , et entraîne le regonflement spontané de ladite enceinte par entrée de l'air extérieur, et le déploiement subséquent du train d'atterrissage pneumatique gonflable 40. Ceci vient en opposition avec les dispositifs de coussin d'atterrissage gonflables existants, pour lesquels ceux-ci sont gonflés soit par ouverture d'une cartouche d'air comprimé, soit par action d'une cartouche pyrotechnique qui sert de générateur de gaz, ou par tout autre dispositif ayant pour fonction de gonfler le train par l'application d'une pression supérieure à la pression atmosphérique
La commande de l'ouverture de la vanne est réalisée par le circuit électronique de commande de l'aéronef, ou sur télécommande,
Le regonflement de l'enceinte fermée 41 et le déploiement du train d'atterrissage pneumatique gonflable 40 peut se faire lors de l'approche du sol. Il est alors par exemple déclenché par un programme exécuté sur un microcontrôleur, relié par exemple à un altimètre.
De même, le dispositif d'atterrissage pneumatique gonflable est également
« fail-safe », en cas de perte de contrôle du drone, la vanne de fermeture de l'enceinte fermée 41 est automatiquement libérée, et le train d'atterrissage pneumatique gonflable 40 est donc déployé.
Le dispositif de train d'atterrissage pneumatique gonflable 40 est ici rétractable a la main grâce à une valve autorisant l'air à circuler de l'intérieur vers l'extérieur de l'enceinte fermée 41 .
La partie destinée à entrer en contact avec le sol du train d'atterrissage gonflable comporte, dans le présent exemple, un couvercle 42 qui, en position de vol, forme une continuité aérodynamique avec le reste du fuselage 1 1 . Ce couvercle
42 est ici mais non obligatoirement constitué du même matériau que le reste du fuselage, et, lors du déploiement du train d'atterrissage pneumatique gonflable 40, ce couvercle 42 forme un patin d'usure destiné à protéger l'enceinte fermée 1 1 de tout dommage lors du contact avec le sol.
Dans une variante de réalisation (voir figures 5 à 9), destinée à permettre la séparation de l'aile par rapport au fuselage 1 1 lors d'un atterrissage dur, en évitant autant que possible la casse de l'un ou l'autre, l'aéronef est doté d'un dispositif d'attache des ailes au fuselage 1 1 comportant un élément mécanique faisant office de « fusible » en cas d'effort supérieur à une valeur préalablement déterminée. Dans cet exemple de réalisation la voilure principale 51 est formée d'un seul tenant et est attachée au dessus du fuselage 1 1 en vol normal de l'aéronef. Le dispositif d'attache de l'aile 51 au fuselage 1 1 est constitué, au niveau du fuselage 1 1 , de deux pions de fixation 52d, 52g placés de part et d'autre (légèrement en avant) du centre de gravité de l'avion.
Ces pions de fixation 52d, 52g glissent chacun sous une plaque métallique 53d, 53g respectivement, comportant une échancrure 54d, 54g taillée en V, ces plaques métalliques 53d, 53g étant fixée à l'aile 51 , en dessous de gorges 55d, 55g ménagées dans le volume de l'aile 51 .
Sur les figures 5 et 6, l'avant de l'avion est à droite de la figure (alors qu'il est à gauche sur les figures 7 et 8). La figure 5 montre l'aile 51 placée au dessus du fuselage 1 1 . Sur cette figure 5, les pions de fixations 52d, 52g sont insérés chacun dans l'échancrure 54d, 54g correspondante des plaques métalliques 53d, 53g.
Les gorges 55d, 55g ménagées localement dans la face inférieure de l'aile 51 permettent d'accommoder le volume des pions de fixation 52d, 52g.
Dans le présent exemple de réalisation nullement limitatif, le maintien en place de l'aile 51 sur le fuselage 1 1 est réalisée par une vis 56 qui est placée à l'arrière de d'aile 51 et qui maintient serré un connecteur électrique 57 fuselage / aile. La fonction de ce connecteur électrique fuselage / aile est de permettre le passage du courant alimentant divers systèmes intégrés à l'aile 51 . La vis 56 est dimensionnée de manière à se rompre en cisaillement lorsque l'accélération subie par l'avion vers l'avant est supérieure à une valeur prédéterminée.
Lorsque le fuselage 1 1 est stoppé net, typiquement lors d'un atterrissage dur, la vis 56 se casse en cisaillement et l'aile 51 se sépare du fuselage 1 1 vers l'avant. Dans ce cas, la trajectoire des pions de fixation 52d, 52g dans les gorges 55d, 55g sous l'aile 51 est illustrée par la courbe 80 figure 8.
Lorsqu'un côté de l'aile 51 touche le sol en premier, la vis 57 se casse en cisaillement par le coté et l'aile 51 se sépare du fuselage 1 1 asymétriquement.
Dans une variante de réalisation illustrée par les figures 10 à 15, l'aéronef est équipé d'une queue 100 largable comportant un logement 1 10 pour un parachute. Lorsque cette queue est larguée, le parachute se déploie et assure un retour au sol sans casse (« safe »).
Le dispositif d'attache entre le fuselage et la queue est composé des éléments suivants : Un crochet 150 de type fail safe contrôlable par l'autopilote, qui se reprend dans une attache 151 au dessus de la queue de l'aéronef, et arrime ainsi le haut de la queue 100 au haut du fuselage.
Un dispositif d'attache clipsable 140 du bas de la queue avec le bas du fuselage.
Fonctions :
Lorsque le crochet fail safe 150 est désactivé (figure 15 droite), la queue se disloque et libère le parachute.
Sur choc (ex : atterrissage brutal), le « dispositif d'attache clipsable » se disloque, évitant la casse matérielle.

Claims

REVENDICATIONS
1 - Aéronef (10) à voilure fixe, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un moyen d'assistance passive à l'atterrissage, déployable entre une première position, utilisée en vol normal et une seconde position, et un moyen de déclenchement de la transition de la première position vers la deuxième position, comportant en outre un train d'atterrissage en mousse à mémoire de forme (17).
2 - Aéronef (10) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ledit moyen de déclenchement de la transition de la première position vers la deuxième position, est activé automatiquement en cas de perte de contrôle de l'aéronef.
3 - Aéronef (10) selon l'une des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que ledit moyen d'assistance passive à l'atterrissage est utilisé en cas d'urgence.
4 - Aéronef (10) à voilure fixe selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comporte, à l'arrière de son fuselage (1 1 ), un empennage (13) comportant au moins deux surfaces portantes (13a, 13b), ledit empennage (13) présentant relativement au fuselage (1 1 ) une première position de vol normal dans laquelle les surfaces portantes (13a, 13b) sont positionnées sensiblement dans l'axe X de la trajectoire de vol de l'aéronef (10) et une seconde position dans laquelle les surfaces portantes (13a, 13b) forment un angle supérieur à 60° avec l'axe X de la trajectoire de vol, l'empennage (13) formant alors un frein aérodynamique.
5 - Aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'empennage (13) est de type en « V », composé de deux surfaces portantes (13a, 13b), ledit empennage (13) étant solidarisé audit fuselage par un pivot (14) placé perpendiculairement à l'axe longitudinal X, dans le plan de la voilure principale (12), ledit pivot (14) étant disposé sensiblement à mi-longueur sous l'empennage (13), l'aéronef comportant par ailleurs un moyen de blocage (16) de l'empennage (13) dans sa position de vol. 6 - Aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il est piloté par un moyen de contrôle de vol, et en ce que le moyen de blocage (16) de l'empennage est contrôlé par ledit moyen de contrôle de vol. 7 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 5 à 6, caractérisé en ce que le moyen de blocage (16) comprend un fil résistif sécable et des moyens de chauffage de ce fil sécable.
8- Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte un train d'atterrissage pneumatique gonflable (40).
9 - Aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que le train d'atterrissage pneumatique gonflable (40) comprend une enceinte fermée (41 ) à mémoire de forme, ledit dispositif d'atterrissage gonflable présentant une position de vol dans laquelle l'enceinte fermée (41 ) est maintenue repliée par création d'une dépression en son sein, et est escamotée dans le fuselage (1 1 ) de l'aéronef (10) et une position d'atterrissage dans laquelle l'enceinte fermée (41 ) se déploie vers sa forme naturelle par ouverture d'une vanne d'ouverture de l'enceinte (41 ) à l'air extérieur permettant son regonflement à pression ambiante et son déploiement hors du fuselage (1 1 ) de l'aéronef.
10- Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte une liaison aile-fuselage dislocable grâce à une attache principale destinée à encaisser le forces durant un vol normal et un fusible destiné à se rompre pour des efforts « anormaux » rencontrés typiquement lors d'un atterrissage brutal. 11 - Aéronef selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comporte une liaison fuselage-queue dislocable en cas de choc ou en cas de libération d'un crochet fail safe. 12 - Aéronef selon la revendication 1 1 , caractérisé en ce qu'il comporte une un parachute logé dans sa queue dislocable, ce parachute se libérant sur dislocation de la queue.
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