WO2019129971A1 - Procede de controle de la direction d'un aeronef, ainsi qu'un aeronef adapte pour mettre en œuvre ledit procede - Google Patents

Procede de controle de la direction d'un aeronef, ainsi qu'un aeronef adapte pour mettre en œuvre ledit procede Download PDF

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blade
aircraft
propeller
main
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Philippe CROCHAT
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Anemos Technologies
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the present invention relates to the technical field of aeronautics, and more particularly relates to a method of controlling the direction of an aircraft comprising at least one wing or at least one blade.
  • the present invention also aims to protect an aircraft adapted to implement said method.
  • the invention finds an advantageous application in the field of unmanned aircraft, commonly called "drones”.
  • aircraft of the fixed wing type comprising at least one wing, or of the rotary wing type comprising at least one blade.
  • flight phase the wing or blade is subjected to a flow of air exerting a lift force on the wing or blade to lift and fly the aircraft.
  • the wing or wings comprise at least one motorized propeller disposed on the fuselage or along the wings, with the axis of the propellers substantially parallel to the plane of the wings and substantially orthogonal to the longitudinal axis of the wings.
  • These motorized propellers allow, on the one hand, to ensure the propulsion of the aircraft and, on the other hand, to generate an air flow under the wing to increase the lift force.
  • a rotary wing aircraft In the case of a rotary wing aircraft, it is known to have this type of motorized propellers at the free ends of the blades, for rotating said blades about a main axis, and thereby generating the lifting force of the rotor. 'aircraft.
  • rotary wing aircraft In the case of rotary wing aircraft, to direct said aircraft, namely to make it perform a rolling and / or pitching movement, or more generally a tilting movement in all directions when it is a drone symmetrical, without front or rear, it is known to use a swashplate system to vary mechanically and cyclically the inclination of the blades to change their angle of attack and therefore the lift force, to cause the tilting motion of the aircraft.
  • Another solution for directing the aircraft would be to place at the blade hub, one motor per blade, advantageously servomotor type, and high torque to change the angle of attack individually and cyclically blades in positions desired to perform tilting movements.
  • Such a solution is however relatively expensive, heavy and of low reliability in the long term.
  • the disadvantage of said flown and flown system is particularly the additional weight required for its implementation, and especially the complexity of such a solution in terms of industrialization, as well as its relative fragility and relative unreliability.
  • One of the aims of the invention is therefore to overcome the drawbacks of the prior art by providing a method for controlling the direction of an aircraft, both fixed-wing with at least one wing, and rotary wing with at least one blade, reliably, lightly, and inexpensively.
  • marginal vortex naturally generated by the air flow at each of the free ends of the wing or the blade.
  • marginal vortex naturally generated by the air flow at each of the free ends of the wing or the blade.
  • the physical barrier constituted by the wing or blade stops suddenly so that the zone of pressure is naturally attracted by the zone of depression which will thus migrate very violently towards this one by creating what one calls a marginal vortex, or vortex.
  • a disadvantage of this marginal vortex is that it will decrease very strongly at the wingtip or blade the pressure difference between the upper and lower surfaces, thereby decreasing the lift force.
  • Another disadvantage of this marginal vortex is that it also increases the screen, called induced screen.
  • the invention makes it possible to reduce or increase selectively the lift and / or induced drag force exerted on the free ends of the wing or the blade, in order to cause a rolling and / or yawing movement for the winged aircraft. fixed, or tilting motion for a rotary wing aircraft.
  • the additional vortices generated will oppose the marginal vortices of the wing or blade and therefore increase the lift and decrease the induced halftone.
  • the invention makes it possible to steer an aircraft economically, reliably, efficiently in terms of aerodynamics, and relatively light, by means making it possible to generate vortices.
  • the means for generating the additional vortices are of any suitable type, such as, for example, turbines.
  • the additional vortices are generated by main motorized propellers arranged at the free ends of the wing or the blade.
  • the invention applies equally well to a fixed-wing aircraft, as to a rotary-wing aircraft.
  • the aircraft is fixed-wing and has at least one wing comprising at each end of the main motorized propellers rotating in a direction opposite to that of the marginal vortices and secondary motor propellers rotating in the direction of marginal vortices
  • the method includes, for example, rotating the main propeller of a first end of the wing faster than the secondary propeller of the first end to generate the rolling motion, rotating the secondary propeller.
  • a second end of the wing faster than the main propeller of the second end to amplify the roll movement, and to act on the power of the secondary propeller of the second end to reduce or even eliminate the yaw movement if the power of the secondary propeller of the second end is equal to the power of the main propeller blade of the first end.
  • the method may be to accelerate the propeller that rotates faster or to slow the propeller to rotate less quickly.
  • the method consists in acting on the propellers of the first end to increase the lift, it may be envisaged, without departing from the scope of the invention, to act inversely on the propellers of the second end to decrease the lift and get the same effect.
  • the method may for example consist in rotating the main and secondary propellers of a first end of the wing more quickly than the main and secondary propellers of the second end to generate the roll and yaw movement, and acting on the power of the secondary propeller of the first end to decrease or even eliminate the roll motion if the power of the main and secondary propellers of the first end are equal.
  • the additional vortices are generated alternately and cyclically at each blade revolution to obtain the tilting movement of the aircraft in a plane. direction desired.
  • the method also consists, for example, in rotating the main motorized propeller of the free end of the blade in a direction opposite to the marginal vortex, and in rotating a secondary motor propeller disposed at the same end. free in a reverse direction, with the same power as the main propeller, at each turn and in phase opposition with the main propeller to mitigate any vibrations due to cyclic variations in the thrust of the main propeller.
  • the method when the aircraft is subjected to a relative wind, an aerodynamic halftone dissymmetry is created at each half-turn of the blade, the method then consists in rotating the motorized main propeller of the free end. of the blade in a direction contrary to the marginal vortex, to rotate a secondary motor propeller disposed at the same free end, in a direction opposite to that of the main propeller, at each turn and in phase with the main propeller to counteract the effect of the main propeller, and to act on the power of the secondary propeller to compensate for aerodynamic raster asymmetry.
  • the invention also aims to protect an aircraft designed and adapted to implement the aforementioned method.
  • the aircraft is fixed wing with at least one wing, or rotary wing with at least one blade.
  • the wing or blade is intended to be subjected to a flow of air exerting a lift force on the wing or the blade, and generating naturally at each of the free ends of the wing or the blade, a marginal vortex due to the pressure difference between the lower surface and the blade; the extrados of the wing or blades, which marginal vortex decreases the lift force.
  • the aircraft comprises means for generating additional vortices, substantially coaxial with the marginal vortices, to act distinctly on the intensity of said marginal vortices as a function of the direction and the rotational speed of the additional vortices, thereby aggravating or selectively counteract the effects of the marginal vortices and thereby selectively decrease or increase the lift force exerted at the free ends of the wing or blade and cause a roll and / or yaw motion for the fixed wing aircraft, or a tilting motion for a rotary wing aircraft.
  • the means for generating the additional vortices may be turbines.
  • these include:
  • main motorized propellers arranged at the free ends of the wing or the blade, the axis of the propellers being substantially parallel to the plane of the wing or the blade and substantially perpendicular to the axis of the wing or wing; the blade;
  • the propellers are preferred because it is possible to rotate them according to their type in both directions of rotation.
  • the main propellers are designed to rotate in a direction opposite that of the marginal vortices, and the aircraft comprises secondary motor propellers counter-rotating to the main propellers and connected to the power electronic board.
  • the aircraft comprises a rotor position sensor connected to the electronic power card.
  • the aircraft is a drone.
  • the drone is provided with three blades arranged angularly offset by 120 degrees around a hub under which can hang a nacelle use.
  • This specific embodiment with three blades makes it possible to improve the stability of the drone by considerably reducing the reactivity necessary for controlling the propellers at the end of the blades.
  • the Applicant has found that the manufacture of blades can be greatly improved. Initially, it was preferred to make the carbon fiber blades for reasons of rigidity. Unfortunately, the many trials needed to develop the drone have led to repeated destruction of the blades during failures. To solve the cost problem that resulted, the blades were made of a cheaper and more resilient material, namely expanded polypropylene (EPP). To improve its surface layer, the EPP has been coated with a preferably thermoplastic film, in particular adhesive, and for example transparent, such as that of the type used in printing. Interlinings using a thin sheet of carbon fiber can also be used.
  • EPP expanded polypropylene
  • the centrifugal force exerted on the blade greatly increases the rigidity of the assembly.
  • the blades are relatively flexible and, as soon as the drone flies, the lift arrow is completely reduced, and the blades fly flat.
  • FIG. 1 is a schematic top view of a rotary wing aircraft with main motorized propellers, and controlled to perform a tilting movement to the left;
  • FIG. 2 is a diagrammatic representation similar to that of FIG. 1, the aircraft also comprising counter-rotating secondary motorized propellers, the aircraft being controlled to perform a rolling motion to the left, with attenuation of any vibrations;
  • FIG. 3 is a schematic representation similar to that of FIG. 1, illustrating the behavior of the aircraft in the face of an incident wind, tending to cause it to roll to the left;
  • Figure 4 is a schematic representation similar to that of Figure 3, the aircraft being controlled to provide stability against incident wind;
  • Figure 5 is a schematic representation, similar to that of Figure 2, illustrating the asymmetry of screen on the blades of the aircraft facing an incident wind;
  • Figure 6 is a schematic representation similar to that of Figure 5, the aircraft being controlled to counter the asymmetry of framing in the wind incident;
  • FIG. 7 is a schematic representation illustrating, viewed from above, a fixed-wing aircraft equipped with main and secondary propellers, and controlled to make a rolling movement to the left, without yawing;
  • FIG. 8 is a schematic representation similar to that of FIG. 7, the aircraft being controlled to perform a yaw movement, without rolling motion;
  • Figure 9 is a view similar to that of Figure 1, the aircraft being shown in perspective and having three blades angularly offset by 120 °;
  • Figure 10 is a view similar to that of Figure 9, the aircraft having secondary propellers.
  • the present invention relates to a method for controlling the direction of an aircraft (1).
  • aircraft (1) we mean any type of flying machine, with or without a pilot, and fixed wing with at least one wing (2), or with rotary wing with at least one blade (3).
  • the blade or blades (3) can be made of carbon fibers.
  • the blade or blades (3) can be made of expanded polypropylene (EPP).
  • EPP expanded polypropylene
  • the blade or blades (3) can be covered with a preferably thermoplastic film, especially adhesive, and for example transparent, such as that of the type used in the printing industry.
  • the blade or blades (3) can be interfaced with a thin sheet of carbon fiber.
  • the blades (3) are relatively flexible and, as soon as the aircraft (1) flies, the lift arrow is completely reduced, and the blade or blades (3) fly flat.
  • the wing (2) or the blade (3) is subjected to a flow of air exerting a force lift on the wing (2) or the blade (3).
  • This lift force comes from the fact that under the wing (2) or the blade (3), that is to say under the underside, the air flow creates an overpressure, while above the wing (2) or the blade (3), that is to say on the upper surface, the air flow creates a depression.
  • the pressure difference between the intrados and extrados creates a lift force that makes it possible to fly the aircraft (1).
  • this marginal vortex (4) decreases very strongly, at the free ends of the wing (2) or the blade (3), the pressure difference between the upper and lower surfaces, thus decreasing the lift force.
  • the invention consists in acting directly and distinctly on the intensity of said marginal vortices, to selectively aggravate or counteract the effects of the marginal vortices (4), thereby selectively reducing or increasing the lift force exerted on the free ends of the vortex.
  • wing (2) or blades (3) to cause rolling and / or yawing motion for fixed-wing aircraft (1), or tilting motion for rotary-wing aircraft (1) .
  • the invention consists in voluntarily generating additional vortices of different intensities, substantially coaxial with the marginal vortices (4).
  • the marginal vortices (4) will be distinctly free ends of the blade (3) or the wing (2), aggravated, c that is to say, they will rotate with greater speed, or thwarted, that is to say they will rotate with a lower speed, if not zero, or even reversed.
  • a slight difference between the alignment of the additional and marginal vortices is tolerated. Efficiency will be reduced, but the process will still work.
  • the additional vortices can be generated in any suitable manner, for example by means of turbines.
  • the latter are generated by propellers, said main (5), motorized and arranged at the free ends of the wing (2) or the blade (3).
  • the wing (2) comprises, at its ends, propellers main motors (5) whose axes are substantially parallel to the plane of the wing (2), and substantially orthogonal to the longitudinal axis of the wing (2) to be able to generate additional vortex coaxial vortices marginal (4).
  • the invention applies in the same way also when the aircraft (1) comprises two wings (2) connected by a central fuselage.
  • the method according to the invention consists in rotating the main motorized propeller (5) on the right, faster than the main propeller (5) on the left in order to counteract and reduce the effect of said marginal vortex (4) on the right side. From the above, the effect of the marginal vortex (4) decreases at the right end of the wing (2), which has the effect of increasing the lift force unilaterally and cause a roll of the aircraft (1) to the left.
  • the aircraft (1) has in practice a rearward controllable vertical tail.
  • the aircraft comprises at least one wing (2) comprising, at each of its ends, main motorized propellers (5) rotating in a direction opposite to that of the marginal vortices (4).
  • secondary motorized propellers (6) rotating in the direction of the marginal vortices (4).
  • the method consists of rotating the main propeller (5) of the right end faster than the secondary propeller (6) of the right end to generate the movement of the roll, and to rotate the secondary motorized propeller (6) of the left end of the wing (2) faster than the main propeller (5) of the left end to amplify the rolling motion, with the power of the secondary propeller (6) of the left end equal to the power of the main propeller (5) of the right end to suppress the yaw movement.
  • the propulsive forces of the propellers (5, 6) are shown schematically by arrows F.
  • the method also allows, in this configuration, to act on the power of the secondary helix (6) to reduce the yaw movement, without removing it, to thereby obtain a combination of yaw and roll movements.
  • the method according to the invention consists in rotating the main propellers (5) and secondary (6) of the right end of the wing faster than the main propellers (5). ) and secondary (6) of the left end, and at the same power, to generate the rolling motion without yaw movement.
  • the method makes it possible to act on the power of the secondary propeller (6) to reduce the roll motion, without removing it, and to obtain a combination of roll and yaw movements.
  • the invention also has an advantageous application for controlling the direction of a rotary wing aircraft (1) comprising at least one blade (3) mounted on a rotor.
  • the aircraft (1) comprises two blades (3) diametrically opposed.
  • the blades (3) comprise at their free end, main motorized propellers (5), for example arranged at the leading edge of each blade (3).
  • These main propellers (5) can also be used to directly drive in rotation the blades (3) which generate the lifting force of the aircraft (1) ⁇
  • the main propellers (5) motorized to generate additional vortices, substantially coaxial with the vortices (4) to act on the intensity of said vortices (4).
  • the rotational actuation of the main propeller (5) of a blade (3) in a direction opposite to that of the marginal vortex (4) makes it possible to reduce the effect of said marginal vortex (4). and thus increase the lift force on said blade (3) and reduce its induced halftone.
  • the blades (3) are rotated by the main propellers (5) arranged at the free ends of the blades (3), to increase the lift force, it will rotate the main propeller (5) d one blade faster than that of the other blades (3), or conversely slow down the main propellers (5) of the other blades.
  • the main propellers (5) arranged at the free ends of the blades (3) are alternately started and rotated to direct the aircraft (1).
  • the method for directing the aircraft (1) consists in alternately rotating the main propeller (5) of a blade (3) faster than that of the blade (3) opposite to create a difference in lift. In the following description, the method will be described in connection with the latter configuration, wherein the blades (3) are rotated by the main propellers (5).
  • the secondary motor propellers (6) are used.
  • the method consists in rotating the main propeller (5) of the free end of a first blade (3) in a direction opposite to the marginal vortex, faster than that the second blade (3) opposite, and to rotate a secondary propeller (6) disposed at the free end of the same first blade (3), in the opposite direction, with the same power as the main propeller (5), cyclically and in phase opposition with the main propeller (5) of the first blade (3) to attenuate any vibrations due to cyclic movements.
  • the secondary motorized propellers (6) also make it possible to perfectly manage the cyclic variation of lift and the aerodynamic flow generated by the relative wind on the blades (3).
  • FIG. 3 illustrates an aircraft (1) with main propellers (5) at the end of the blade (3), and in a stationary configuration, that is to say that the speed of the main propellers (5) is constant example regardless of the instantaneous position of the rotor.
  • the presence of an incident wind blowing from the front to the rear of the aircraft (1) will create a greater lift on the blade (3) which advances in the wind during the rotation of said blades (3). It follows that the aircraft (1) will involuntarily swing to the left and roll.
  • the main propeller (5) disposed on the side towards which the rolling movement is performed is rotated in a direction opposite to that of the marginal vortex (4). and faster than the main propeller (5) of the blade (3) opposite, to increase the lift and counterbalance the asymmetry of lift generated by the wind incident.
  • FIG. 5 illustrates an aircraft (1) with, at the free ends of the blades (3), main propellers (5) motorized designed to rotate in a direction opposite to that of the vortices (4), and secondary propellers contrarotatives to the main propellers (5), designed to rotate in the same direction as the marginal vortices (4).
  • the method makes it possible to counteract the dissymmetry of the screen.
  • the method then consists in rotating the main propeller (5) of the first blade (3) concerned faster than the main propeller (5) of the second blade (3) diametrically opposite, and in rotating the secondary propeller (6) of the same first blade (3) in a direction opposite to that of the main propeller (5) and cyclically, in phase with the main propeller (5) of the first blade (3 ), to counteract the effect of the main propeller (5), and to act on the power of the secondary propeller (6) to compensate for the dissymmetry of the screen.
  • the aircraft (1) comprises main propellers (5) motorized arranged at the free ends of the wing (2) or the blade (3), with the axis of the propellers substantially parallel to the plane of the wing (2) or the blade (3), and substantially orthogonal to the longitudinal axis of the wing (2). ) or the blade (3).
  • the aircraft (1) comprises at least one electronic power card connected to the propeller motor (5, 6) and driven by on-board computing means, such as a microcontroller. This electronic card makes it possible to control to vary the speed of rotation of each motor.
  • the aircraft (1) comprises secondary motorized propellers (6) counter-rotating to the main propellers (5) and connected to the power electronic card.
  • These secondary propellers (6) counter-rotating are arranged at the ends of the wing (2) or the blade (3), and arranged for example in opposition and downstream of the main propellers (5).
  • the main propellers (5) are designed to rotate in a direction opposite that of the marginal vortices (4).
  • the aircraft (1) When the aircraft (1) is rotary wing with at least one blade (3) mounted on a rotor (7), the aircraft (1) also comprises a rotor position sensor (7) connected to the electronic card of power to send the speed variation commands of the engines at the right moment according to the position of the blade (3).
  • the position sensor may be of any suitable type, such as a coding wheel or a hall sensor, or a magnetic compass, possibly in combination with one or more gyroscopes.
  • the energy transfer between the rotor (7) and a fixed part called stator can be done for example via the addition of a commutator rotating or induction.
  • the presence of an independent battery pack on board the rotor (7) is also possible.
  • the communication of speed commands to the engines can be done by any other means well known to those skilled in the art, for example with a rotating commutator with more channels or, with an optical data transmission, or with a radio transmission type "Bluetooth", or even with a wire communication means controlled by a computing device directly embedded on the blade. In this latter configuration, the presence of a fixed stator is therefore not necessary.
  • the aircraft is a drone equipped with three blades (3) arranged angularly offset by 120 degrees around a hub (8) under which a platform can be hung. use, not shown.
  • This specific embodiment with three blades (3) makes it possible to improve the stability of the drone by considerably reducing the reactivity necessary to control the propellers at the end of the blades.
  • the drone comprises main motorized propellers (5) arranged at the free ends of the blades (3), and with reference to FIG. 10 the drone comprises secondary motorized propellers (6) counter-rotating to the main propellers (5).
  • the invention provides a method of controlling the direction of an aircraft (1), and an aircraft (1) adapted to implement this method, which is simple, inexpensive, effective, reliable, and which allows a considerable weight gain compared to the steering system of the state of the art.

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Abstract

Procédé de contrôle de la direction d'un aéronef (1) à voilure fixe avec au moins une aile (2), ou à voilure tournante avec au moins une pale (3), l'aile (2) ou la pale (3) étant soumise à un flux d'air exerçant une force de portance sur l'aile (2) ou la pale (3), et générant naturellement au niveau de chacune des extrémités libres de l'aile (2) ou de la pale (3), un tourbillon marginal (4) du fait de la différence de pression entre l'intrados et l'extrados de l'aile (2) ou des pales (3), lequel tourbillon marginal (4) diminue la force de portance et augmente la traînée. Selon l'invention, le procédé consiste à générer des tourbillons supplémentaires d'intensités différentes pour agir distinctement sur l'intensité desdits tourbillons marginaux (4) en fonction du sens et de la vitesse de rotation des tourbillons supplémentaires, pour ainsi aggraver ou contrecarrer sélectivement les effets des tourbillons marginaux (4) et donc diminuer ou augmenter sélectivement la force de portance et/ou de traînée exercée aux extrémités libres de l'aile (2) ou de la pale (3) et provoquer un mouvement de roulis et/ou de lacet pour l'aéronef (1) à voilure fixe, ou un mouvement de basculement pour un aéronef (1) à voilure tournante.

Description

PROCEDE DE CONTROLE DE LA DIRECTION D’UN AERONEF, AINSI QU’UN AERONEF ADAPTE POUR METTRE EN ŒUVRE LEDIT PROCEDE
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine technique de l’aéronautique, et concerne plus particulièrement un procédé de contrôle de la direction d’un aéronef comprenant au moins une aile ou au moins une pale.
La présente invention vise également à protéger un aéronef adapté pour mettre en œuvre ledit procédé.
L’invention trouve une application avantageuse dans le domaine des aéronefs sans pilote, communément appelé « drones ».
ART ANTERIEUR
Il est connu de l’état de la technique, des aéronefs du type à voilure fixe comprenant au moins une aile, ou du type à voilure tournante comprenant au moins une pale. En phase de vol, l’aile ou la pale est soumise à un flux d’air exerçant une force de portance sur l’aile ou la pale pour soulever et faire voler l’aéronef.
Dans le cas d’un aéronef à voilure fixe, il est connu que la ou les ailes comprennent au moins une hélice motorisée disposée sur le fuselage ou le long des ailes, avec l’axe des hélices sensiblement parallèle au plan des ailes et sensiblement orthogonal à l’axe longitudinal des ailes. Ces hélices motorisées permettent, d’une part, d’assurer la propulsion de l’aéronef et, d’autre part, de générer un flux d’air sous l’aile pour augmenter la force de portance.
Dans le cas d’un aéronef à voilure tournante, il est connu de disposer ce type d’hélices motorisées aux extrémités libres des pales, pour entraîner en rotation lesdites pales autour d’un axe principal, et générer ainsi la force de levage de l’aéronef. Dans le cas des aéronefs à voilure tournante, pour diriger ledit aéronef, à savoir lui faire réaliser un mouvement de roulis et/ou de tangage, ou plus généralement un mouvement de basculement dans toutes les directions lorsqu’il s’agit d’un drone symétrique, sans partie avant ou arrière, il est connu d’utiliser un système de plateau cyclique permettant de varier mécaniquement et de façon cyclique l’inclinaison des pales pour modifier leur angle d’attaque et donc la force de portance, afin de provoquer le mouvement de basculement de l’aéronef.
L’inconvénient de ce plateau cyclique est notamment le poids additionnel nécessaire à son implantation, et surtout la complexité d’une telle solution qui demande une maintenance très fréquente.
Une autre solution pour diriger l’aéronef serait de placer au niveau du moyeu des pales, un moteur par pale, avantageusement de type servomoteur, et de couple important pour modifier l’angle d’attaque individuellement et de manière cyclique des pales dans les positions désirées pour effectuer les mouvements de basculement. Une telle solution est cependant relativement onéreuse, lourde et d’une faible fiabilité sur le long terme.
Dans le cas des aéronefs à voilure fixe, pour diriger ledit aéronef, à savoir lui faire réaliser un mouvement de roulis et/ou lacet, il est connu d’utiliser un système piloté conjuguant ailerons et empennages horizontaux et verticaux. Un empennage en V peut également être employé.
L’inconvénient dudit système piloté d’ailerons et empennages est notamment le poids additionnel nécessaire à son implantation, et surtout la complexité d’une telle solution en terme d’industrialisation, ainsi que sa relative fragilité et son relatif manque de fiabilité.
Un autre inconvénient de ce système, en l’absence d’empennage de grande taille et suffisamment efficace, est qu’il se crée en plus du mouvement de roulis désirée, un mouvement de lacet qui s’oppose au mouvement de roulis, bien connu sous l’acronyme anglais « adverse yaw ». EXPOSE DE L’INVENTION
L’un des buts de l’invention est donc de remédier aux inconvénients de l’art antérieur en proposant un procédé permettant de contrôler la direction d’un aéronef, aussi bien à voilure fixe avec au moins une aile, qu’à voilure tournante avec au moins une pale, d’une manière fiable, légère, et peu onéreuse.
À cet effet, le demandeur utilise le phénomène naturel de tourbillon, appelé tourbillon marginal (vortex) généré naturellement par le flux d’air au niveau de chacune des extrémités libres de l’aile ou de la pale. En effet, du fait de la différence de pression entre l’intrados et l’extrados de l’aile ou de la pale, au niveau des extrémités libres de ladite aile ou pale, la barrière physique que constituait l’aile ou la pale s’arrête brusquement de sorte que la zone de surpression est naturellement attirée par la zone de dépression qui va donc migrer très violemment vers celle-ci en créant ce que l’on appelle un tourbillon marginal, ou vortex. Un inconvénient de ce tourbillon marginal est qu’il va diminuer très fortement en bout d’aile ou de pale la différence de pression entre l’extrados et l’intrados, diminuant donc d’autant la force de portance. Un autre inconvénient de ce tourbillon marginal est qu’il augmente également la tramée, appelée tramée induite.
Ainsi, partant de ce phénomène naturel, et conformément à l’invention, il a été mis au point un procédé de contrôle de la direction d’un aéronef à voilure fixe avec au moins une aile, ou à voilure tournante avec au moins une pale, consistant à générer des tourbillons supplémentaires d’intensités différentes, sensiblement coaxiaux aux tourbillons marginaux, pour agir distinctement sur l’intensité desdits tourbillons marginaux en fonction du sens et de la vitesse de rotation des tourbillons supplémentaires. De cette manière, les tourbillons supplémentaires générés permettent ainsi d’aggraver ou de contrecarrer sélectivement à l’une des extrémités libres des pales ou de l’aile, les effets des tourbillons marginaux. Ceci permet donc de diminuer ou d’augmenter sélectivement la force de portance et/ou traînée induite exercée aux extrémités libres de l’aile ou de la pale, afin de provoquer un mouvement de roulis et/ou de lacet pour l’aéronef à voilure fixe, ou un mouvement de basculement pour un aéronef à voilure tournante. Globalement, les tourbillons supplémentaires générés s’opposeront aux tourbillons marginaux de l’aile ou de la pale et donc augmenteront la portance et diminueront la tramée induite. De cette manière, l’invention permet de diriger un aéronef, de manière économique, fiable, efficace en termes d’aérodynamisme, et relativement légère, par l’intermédiaire de moyens permettant de générer des tourbillons.
Les moyens pour générer les tourbillons supplémentaires sont de tous types appropriés, tels que par exemple des turbines. Avantageusement, les tourbillons supplémentaires sont générés par des hélices motorisées principales agencées au niveau des extrémités libres de l’aile ou de la pale.
L’invention s’applique aussi bien à un aéronef à voilure fixe, qu’à un aéronef à voilure tournante. Par ailleurs, lorsque l’aéronef est à voilure fixe et qu’il présente au moins une aile comprenant à chacune de ses extrémités des hélices motorisées principales tournant dans un sens contraire à celui des tourbillons marginaux et des hélices motorisées secondaires tournant dans le sens des tourbillons marginaux, le procédé consiste par exemple, à faire tourner l’hélice principale d’une première extrémité de l’aile plus rapidement que l’hélice secondaire de la première extrémité pour générer le mouvement de roulis, à faire tourner l’hélice secondaire d’une deuxième extrémité de l’aile plus rapidement que l’hélice principale de la deuxième extrémité pour amplifier le mouvement de roulis, et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire de la deuxième extrémité pour diminuer voire supprimer le mouvement de lacet si la puissance de l’hélice secondaire de la deuxième extrémité est égale à la puissance de l’hélice principale de la première extrémité.
Bien entendu, lorsqu’il est indiqué qu’une hélice tourne plus rapidement qu’une autre, le procédé peut consister à accélérer l’hélice qui tourne plus rapidement ou à ralentir l’hélice qui doit tourner moins rapidement. De la même manière lorsque le procédé consiste à agir sur les hélices de la première extrémité pour augmenter la portance, il peut être envisagé, sans sortir du cadre de l’invention, d’agir de manière inverse sur les hélices de la deuxième extrémité pour diminuer la portance et obtenir le même effet. Dans cette même configuration, le procédé peut consister par exemple à faire tourner les hélices principale et secondaire d’une première extrémité de l’aile plus rapidement que les hélices principale et secondaire de la deuxième extrémité pour générer le mouvement de roulis et de lacet, et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire de la première extrémité pour diminuer voire supprimer le mouvement de roulis si la puissance des hélices principale et secondaire de la première extrémité sont égales.
Dans une autre configuration, lorsque l’aéronef est à voilure tournante et qu’il présente au moins une pale, les tourbillons supplémentaires sont générés alternativement et de façon cyclique à chaque tour de pale pour obtenir le mouvement de basculement de l’aéronef dans une direction voulue.
Dans cette configuration, le procédé consiste par exemple également, à faire tourner l’hélice motorisée principale de l’extrémité libre de la pale dans un sens contraire au tourbillon marginal, et à faire tourner une hélice motorisée secondaire disposée au niveau de cette même extrémité libre dans un sens inverse, avec une même puissance que l’hélice principale, à chaque tour et en opposition de phase avec l’hélice principale pour atténuer d’éventuelles vibrations dues aux variations cycliques de la poussée de l’hélice principale.
Dans cette même configuration, lorsque l’aéronef est soumis à un vent relatif, il se crée une dissymétrie de tramée aérodynamique provoquée à chaque demi-tour de pale, le procédé consiste alors à faire tourner l’hélice principale motorisée de l’extrémité libre de la pale dans un sens contraire au tourbillon marginal, à faire tourner une hélice motorisée secondaire disposée au niveau de cette même extrémité libre, dans un sens inverse à celui de l’hélice principale, à chaque tour et en phase avec l’hélice principale pour contrecarrer l’effet de l’hélice principale, et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire pour compenser la dissymétrie de tramée aérodynamique.
L’invention vise également à protéger un aéronef conçu et adapté pour mettre en œuvre le procédé précité.
De manière connue, l’aéronef est à voilure fixe avec au moins une aile, ou à voilure tournante avec au moins une pale. L’aile ou la pale est destinée à être soumise à un flux d’air exerçant une force de portance sur l’aile ou la pale, et générant naturellement au niveau de chacune des extrémités libres de l’aile ou de la pale, un tourbillon marginal du fait de la différence de pression entre l’intrados et l’extrados de l’aile ou des pales, lequel tourbillon marginal diminue la force de portance.
Selon l’invention, l’aéronef comprend des moyens pour générer des tourbillons supplémentaires, sensiblement coaxiaux aux tourbillons marginaux, pour agir distinctement sur l’intensité desdits tourbillons marginaux en fonction du sens et de la vitesse de rotation des tourbillons supplémentaires, pour ainsi aggraver ou contrecarrer sélectivement les effets des tourbillons marginaux et donc diminuer ou augmenter sélectivement la force de portance exercée aux extrémités libres de l’aile ou de la pale et provoquer un mouvement de roulis et/ou de lacet pour l’aéronef à voilure fixe, ou un mouvement de basculement pour un aéronef à voilure tournante.
Comme indiqué, les moyens pour générer les tourbillons supplémentaires peuvent être des turbines. De préférence, ceux-ci comprennent :
des hélices motorisées principales disposées au niveau des extrémités libres de l’aile ou de la pale, l’axe des hélices étant sensiblement parallèle au plan de l’aile ou de la pale et sensiblement perpendiculaire à l’axe de l’aile ou de la pale;
et au moins une carte électronique de puissance connectée à la motorisation des hélices et pilotée par des moyens de calcul embarqués.
Les hélices sont préférées car il est possible de les faire tourner en fonction de leur type dans les deux sens de rotation.
Afin de pouvoir atténuer d’éventuelles vibrations ou de dissymétrie de tramée provoquée par un vent relatif dans le cas d’un aéronef à voilure tournante, ou gérer indépendamment les mouvements de roulis et de lacet dans le cas d’un aéronef à voilure fixe, les hélices principales sont conçues pour tourner dans un sens inverse à celui des tourbillons marginaux, et l’aéronef comprend des hélices motorisées secondaires contrarotatives aux hélices principales et connectées à la carte électronique de puissance. Dans le cas d’un aéronef comprenant une voilure tournante avec au moins une pale montée sur un rotor, l’aéronef comprend un capteur de position du rotor connecté à la carte électronique de puissance.
Dans une mode de réalisation particulier, l'aéronef est un drone. De préférence, le drone est muni de trois pales disposées décalées angulairement de 120 degrés autour d’un moyeu sous lequel peut pendre place une nacelle d’utilisation. Cette forme de réalisation spécifique à trois pales permet d’améliorer la stabilité du drone en réduisant considérablement la réactivité nécessaire au contrôle des hélices en bout de pales.
Par ailleurs, le Demandeur a constaté que la fabrication des pales pouvait être fortement améliorée. Au départ, il a été préféré de réaliser les pales en fibres de carbone pour des raisons de rigidité. Malheureusement, les nombreux essais nécessaires pour développer le drone ont conduit à des destructions répétées des pales lors des échecs. Pour résoudre le problème de coût qui en résultait, les pales ont été réalisées dans un matériau moins cher et plus résiliant, à savoir en Polypropylène expansé (PPE). Pour améliorer sa couche de surface, le PPE a été recouvert d’un film de préférence thermoplastique, notamment adhésif, et par exemple transparent, tel que celui du type utilisé dans l'imprimerie. Un entoilage à l’aide d’une fine feuille de fibre de carbone peut également être utilisé. Dans cette forme de réalisation, la force centrifuge qui s'exerce sur la pale, entre son extrémité entraînée par son moteur de bout de pale et celle reliée d’autre part au moyeu, augmente fortement la rigidité de l’ensemble. A l’arrêt, les pales sont relativement flexibles et, dès que le drone vole, la flèche de portance est complètement réduite, et les pales volent à plat.
DESCRIPTION SOMMAIRE DES FIGURES
D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront clairement de la description qui en est réalisée ci-après, à titre indicatif et nullement limitatif, en référence aux figures annexées, dans lesquelles : - la figure 1 est une représentation schématique vue de dessus d’un aéronef à voilure tournante avec des hélices motorisées principales, et contrôlé pour effectuer un mouvement de basculement vers la gauche ;
- la figure 2 est une représentation schématique similaire à celle de la figure 1, l’aéronef comprenant également des hélices motorisées secondaires contrarotatives, l’aéronef étant contrôlé pour effectuer un mouvement de roulis vers la gauche, avec atténuation des éventuelles vibrations ;
- la figure 3 est une représentation schématique similaire à celle de la figure 1 , illustrant le comportement de l’aéronef face à un vent incident, tendant à lui faire réaliser un mouvement de roulis vers la gauche ;
- la figure 4 est une représentation schématique similaire à celle de la figure 3, l’aéronef étant contrôlé pour assurer une stabilité face au vent incident ;
- la figure 5 est une représentation schématique, similaire à celle de la figure 2, illustrant la dissymétrie de tramée sur les pales de l’aéronef face à un vent incident ;
- la figure 6 est une représentation schématique similaire à celle de la figure 5, l’aéronef étant contrôlé pour contrecarrer la dissymétrie de tramée face au vent incident ;
- la figure 7 est une représentation schématique illustrant, vue de dessus, un aéronef à voilure fixe équipé d’hélices principales et secondaires, et contrôlé pour effectuer un mouvement de roulis vers la gauche, sans mouvement de lacet ;
- la figure 8 est une représentation schématique similaire à celle de la figure 7, l’aéronef étant contrôlé pour effectuer un mouvement de lacet, sans mouvement de roulis
- la figure 9 est une vue similaire à celle de la figure 1, l’aéronef étant représenté en perspective et comportant trois pales décalées angulairement de 120° ;
- la figure 10 est une vue similaire à celle de la figure 9, l’aéronef comportant des hélices secondaires.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
La présente invention concerne un procédé de contrôle de la direction d’un aéronef (1). Par aéronef (1), on entend tout type d’engin volant, avec ou sans pilote, et à voilure fixe avec au moins une aile (2), ou bien à voilure tournante avec au moins une pale (3). En pratique, la ou les pales (3) peuvent être réalisées en fibres de carbone. Pour diminuer le coût de fabrication, la ou les pales (3) peuvent être réalisées en Polypropylène expansé (PPE). Pour améliorer la couche de surface du PPE, celui-ci peut être recouvert d'un film de préférence thermoplastique, notamment adhésif, et par exemple transparent, tel que celui du type utilisé dans l'industrie de l'imprimerie. Par ailleurs la ou les pales (3) peuvent être entoilées avec une fine feuille de fibre de carbone. Lorsque la ou les pales (3) sont réalisées en PPE, la force centrifuge qui s'exerce sur la pale (3), entre son extrémité entraînée par son moteur de bout de pale et celle reliée d’autre part à un moyeu, augmente fortement la rigidité de l’ensemble. A l’arrêt, les pales (3) sont relativement flexibles et, dès que l’aéronef (1) vole, la flèche de portance est complètement réduite, et la ou les pales (3) volent à plat.
Que l’aéronef (1) soit à voilure fixe ou à voilure tournante, lorsque l’aéronef (1) est en vol, l’aile (2) ou la pale (3) est soumise à un flux d’air exerçant une force de portance sur l’aile (2) ou la pale (3). Sur les figures, la force de portance est matérialisée par les symboles « + », « - », et « = ».
Cette force de portance vient du fait que sous l’aile (2) ou la pale (3), c’est-à-dire sous l’intrados, le flux d’air crée une surpression, tandis qu’au-dessus de l’aile (2) ou de la pale (3), c’est-à-dire sur l’extrados, le flux d’air crée une dépression. La différence de pression entre l’intrados et l’extrados crée une force de portance qui permet de faire voler l’aéronef (1).
Cependant, aux extrémités de l’aile (2) ou de la pale (3), la barrière physique que constituait ladite aile (2) ou pale (3) s’arrête brusquement et, le flux d’air en surpression qui est naturellement attiré par le flux d’air en dépression va donc migrer très violemment vers celui-ci, créant ainsi ce que l’on appelle un tourbillon marginal (4), ou bien un vortex, illustré uniquement à la figure 1.
L’inconvénient de ce tourbillon marginal (4), bien connu de l’Homme du Métier, est qu’il diminue très fortement, aux extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3), la différence de pression entre l’extrados et l’intrados, diminuant donc d’autant la force de portance. De ce qui précède, l’invention consiste à agir directement et distinctement sur l’intensité desdits tourbillons marginaux, pour aggraver ou contrecarrer sélectivement les effets des tourbillons marginaux (4), pour ainsi diminuer ou augmenter sélectivement la force portance exercée aux extrémités libres de l’aile (2) ou de la pales (3) afin de provoquer un mouvement de roulis et/ou de lacet pour l’aéronef (1) à voilure fixe, ou un mouvement de basculement pour un aéronef (1) à voilure tournante.
Pour ce faire, l’invention consiste à générer volontairement des tourbillons supplémentaires d’intensités différentes, sensiblement coaxiaux aux tourbillons marginaux (4). De cette manière, en fonction du sens et de la vitesse de rotation des tourbillons supplémentaires, les tourbillons marginaux (4) seront, de manière distincte aux extrémités libres de la pale (3) ou de l’aile (2), aggravés, c’est-à-dire qu’ils tourneront avec une vitesse plus importante, ou contrecarrés, c’est-à-dire qu’ils tourneront avec une vitesse moins importante, voire nulle, voire inversée. Bien entendu, un léger écart entre l’alignement des tourbillons supplémentaires et marginaux est toléré. L’efficacité en sera réduite, mais le procédé fonctionnera tout de même. Il est précisé « sensiblement coaxiaux » car l’axe des tourbillons marginaux (4) a tendance à fuir vers le bas lorsque le tourbillon s’éloigne de l’aile (2) ou de la pale (3). L’essentiel réside dans le fait que les tourbillons supplémentaires générés permettent d’agir sur l’intensité des tourbillons marginaux (4).
Les tourbillons supplémentaires peuvent être générés de toute manière appropriée, par exemple par l’intermédiaire de turbines. De préférence, ces derniers sont générés par des hélices, dites principales (5), motorisées et agencées au niveau des extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3).
De cette manière, en référence aux figures 7 et 8 et dans le cas par exemple d’un aéronef (1) à voilure fixe présentant au moins une aile (2), l’aile (2) comprend au niveau de ses extrémités des hélices motorisées principales (5) dont les axes sont sensiblement parallèles au plan de l’aile (2), et sensiblement orthogonaux à l’axe longitudinal de l’aile (2) pour pouvoir générer des tourbillons supplémentaires coaxiaux aux tourbillons marginaux (4). Bien entendu, l’invention s’applique de la même manière également lorsque l’aéronef (1) comprend deux ailes (2) reliées par un fuselage central.
Ainsi, si la propulsion de l’aéronef est assurée uniquement par l’intermédiaire des hélices principales (5) tournant dans un sens inverse au sens des tourbillons marginaux (4) et que l’on souhaite obtenir un mouvement de roulis et de lacet vers la gauche de l’aéronef (1), le procédé selon l’invention consiste à entraîner en rotation l’hélice motorisée principale (5) de droite, plus rapidement que l’hélice principale (5) de gauche afin de contrecarrer et de diminuer l’effet dudit tourbillon marginal (4) du côté droit. De ce qui précède, l’effet du tourbillon marginal (4) diminue au niveau de l’extrémité droite de l’aile (2), ce qui a pour effet d’augmenter la force de portance unilatéralement et provoquer un roulis de l’aéronef (1) vers la gauche. De plus, l’entraînement en rotation de l’hélice motorisée principale (5) de droite a tendance à propulser davantage et unilatéralement l’aéronef (1) de sorte à provoquer également un lacet vers la gauche. Ce mouvement de lacet n’est pas un mouvement parasite car il fait pivoter l’aéronef dans la direction désirée, il s’agit du phénomène bien connu de l’Homme du Métier sous l’acronyme anglais « proverse yaw ». Dans le cas d’un aéronef classique qui ne dispose pas d’empenage vertical, le mouvement de roulis s’accompagne également d’un mouvement de lacet mais dans le sens inverse de la direction désirée, il s’agit du phénomène bien connu de l’Homme du Métier sous l’acronyme anglais « adverse yaw ».
Bien entendu, parallèlement à l’augmentation de la force de portance à l’extrémité droite de l’aile (2) il est possible d’agir simultanément à l’extrémité gauche de l’aile (2) en ralentissant l’hélice principale (5) pour diminuer la force de portance et amplifier le mouvement de roulis.
Dans le cas où le pilote souhaiterait éviter ou modifier le mouvement induit de lacet, l’aéronef (1) présente en pratique un empennage vertical arrière pilotable. Selon l’invention, il est possible de s’affranchir dudit empennage arrière et d’utiliser des hélices motorisées secondaires (6) contrarotatives aux hélices principales (5) et disposées au niveau des extrémités de l’aile (2), par exemple en aval, et par exemple en opposition des hélices principales (5). Par exemple, dans le cas précité, en référence à la figure 7 l’aéronef comprend au moins une aile (2) comprenant à chacune de ses extrémités des hélices motorisées principales (5) tournant dans un sens contraire à celui des tourbillons marginaux (4) et des hélices motorisées secondaires (6) tournant dans le sens des tourbillons marginaux (4). Ainsi, pour éviter le mouvement de lacet vers la gauche, le procédé consiste à faire tourner l’hélice principale (5) de l’extrémité droite plus rapidement que l’hélice secondaire (6) de l’extrémité droite pour générer le mouvement de roulis, et à faire tourner l’hélice motorisée secondaire (6) de l’extrémité gauche de l’aile (2) plus rapidement que l’hélice principale (5) de l’extrémité gauche pour amplifier le mouvement de roulis, avec la puissance de l’hélice secondaire (6) de l’extrémité gauche égale à la puissance de l’hélice principale (5) de l’extrémité droite pour supprimer le mouvement de lacet. Sur les figures, les forces de propulsion des hélices (5, 6) sont schématisées par des flèches F.
Bien entendu, le procédé permet également, dans cette configuration, d’agir sur la puissance de l’hélice secondaire (6) pour diminuer le mouvement de lacet, sans le supprimer, pour obtenir ainsi une combinaison de mouvements de lacet et de roulis.
Il est également possible de piloter les différentes hélices (5, 6) pour obtenir un mouvement de lacet vers la gauche de l’aéronef (1), sans mouvement de roulis. À cet effet, et en référence à la figure 8, le procédé selon l’invention consiste à faire tourner les hélices principales (5) et secondaires (6) de l’extrémité droite de l’aile plus rapidement que les hélices principales (5) et secondaires (6) de l’extrémité gauche, et à une même puissance, pour générer le mouvement de roulis sans mouvement de lacet.
De la même manière que précédemment, le procédé permet d’agir sur la puissance de l’hélice secondaire (6) pour diminuer le mouvement de roulis, sans le supprimer, et obtenir une combinaison de mouvements de roulis et de lacet.
L’invention trouve également une application avantageuse pour contrôler la direction d’un aéronef (1) à voilure tournante comprenant au moins une pale (3) montée sur un rotor. De préférence, et l’aéronef (1) comprend deux pales (3) diamétralement opposées. Selon l’invention, les pales (3) comprennent au niveau de leur extrémité libre, des hélices motorisées principales (5), par exemple disposées au niveau du bord d’attaque de chaque pale (3). Ces hélices principales (5) peuvent également être utilisées pour entraîner directement en rotation les pales (3) qui génèrent la force de levage de l’aéronef (1)·
Tel que décrit précédemment, les hélices principales (5) motorisées permettent de générer des tourbillons supplémentaires, sensiblement coaxiaux aux tourbillons marginaux (4) pour agir sur l’intensité desdits tourbillons marginaux (4).
De la même manière, l’actionnement en rotation de l’hélice principale (5) d’une pale (3) dans un sens contraire à celui du tourbillon marginal (4), permet de diminuer l’effet dudit tourbillon marginal (4) et ainsi augmenter la force de portance sur ladite pale (3) et diminuer sa tramée induite. Dans le cas où les pales (3) sont entraînées en rotation par les hélices principales (5) disposées aux extrémités libres des pales (3), pour augmenter la force de portance, il faudra entraîner en rotation l’hélice principale (5) d’une pale plus rapidement que celle des autres pales (3), ou inversement ralentir les hélices principales (5) des autres pales.
Ainsi, en référence à la figure 1, si à une position donnée instantanée de la pale (3), la force de portance est augmentée au niveau de l’extrémité libre d’une première pale (3) il est créé un couple qui tend à faire basculer l’aéronef (1) dans la direction d’une deuxième pale (3) opposée. Un demi-tour plus tard, les pales (3) se retrouvent dans une configuration inverse, et il est nécessaire de diminuer ou stopper la motorisation de l’hélice principale (5). De cete manière, pour effectuer un mouvement de basculement, il est nécessaire d’entraîner en rotation l’hélice principale (5) de Tune des pales (3) selon un mouvement alternatif et de façon cyclique à chaque tour de pale (3), selon une loi périodique, avantageusement sinusoïdale.
Il faut bien comprendre que si les pales (3) sont entraînées en rotation par un rotor motorisé, les hélices principale (5) disposées aux extrémités libres des pales (3) sont démarrées alternativement et entraînées en rotation pour diriger l’aéronef (1). Dans le cas où le rotor n’est pas motorisé, et que les pales (3) sont entraînées en rotation par l’intermédiaire desdites hélices principales (5), le procédé pour diriger l’aéronef (1) consiste à faire tourner alternativement l’hélice principale (5) d’une pale (3) plus rapidement que celle de la pale (3) opposée pour créer une différence de portance. Dans la suite de la description, le procédé sera décrit en relation avec cette dernière configuration, dans laquelle les pales (3) sont entraînées en rotation par les hélices principales (5).
De ce qui précède, lors du contrôle de la direction d’un aéronef (1) à voilure tournante, le fait d’avoir une hélice principale (5) en bout de pale (3) tournant alternativement plus vite que l’hélice principale (5) de la pale (3) opposée, va générer des vibrations lors de la rotation des pales (3) dues à la variation cyclique de poussée des hélices principales. Ces vibrations seront d’autant plus importantes que l’asymétrie des moteurs des hélices principales (5) sera importante, car l’hélice principale (5) de l’extrémité d’une pale (3) tourne à un régime moteur différent de celui de l’hélice principale (5) de l’extrémité de la pale (3) opposée.
Pour pallier ce défaut de vibrations, les hélices motorisées secondaires (6) sont utilisées. Selon l’invention, en référence à la figure 2, le procédé consiste à faire tourner l’hélice principale (5) de l’extrémité libre d’une première pale (3) dans un sens contraire au tourbillon marginal, plus rapidement que celle de la deuxième pale (3) opposée, et à faire tourner une hélice secondaire (6) disposée au niveau de l’extrémité libre de cette même première pale (3), dans un sens inverse, avec une même puissance que l’hélice principale (5), de façon cyclique et en opposition de phase avec l’hélice principale (5) de la première pale (3) pour atténuer d’éventuelles vibrations dues aux mouvements cycliques.
Par ailleurs, les hélices motorisées secondaires (6) permettent également de gérer parfaitement la variation cyclique de portance et la tramée aérodynamique générée par le vent relatif sur les pales (3).
Par exemple, la figure 3 illustre un aéronef (1) avec des hélices principales (5) en bout de pale (3), et en configuration stationnaire, c’est-à-dire que la vitesse des hélices principales (5) est par exemple constante quelle que soit la position instantanée du rotor. Cependant, la présence d’un vent incident soufflant de l’avant vers l’arrière de l’aéronef (1) va créer une portance plus importante sur la pale (3) qui avance face au vent lors de la rotation desdites pales (3). Il s’ensuit que l’aéronef (1) va involontairement basculer vers la gauche et effectuer un mouvement de roulis.
En référence à la figure 4, pour pallier ce mouvement de roulis involontaire, l’hélice principale (5) disposée du côté vers lequel le mouvement de roulis est effectué, est entraînée en rotation dans un sens inverse à celui du tourbillon marginal (4) et plus rapidement que 1’ hélice principale (5) de la pale (3) opposée, pour augmenter la portance et contrecarrer la dissymétrie de portance générée par le vent incident.
La figure 5, illustre un aéronef (1) avec, aux extrémités libres des pales (3), des hélices principales (5) motorisées conçues pour tourner dans un sens inverse à celui des tourbillons marginaux (4), et des hélices secondaires contrarotatives aux hélices principales (5), conçues donc pour tourner dans le même sens que les tourbillons marginaux (4).
Selon cette figure 5, lorsqu’un vent relatif est ressenti par l’aéronef (1), soit du fait de la présence d’un vent réel ou soit lors de l’avancement de l’aéronef (1), la pale (3) qui avance face au vent lors de la rotation des pales (3) présente une tramée plus importante que celle de la pale (3) diamétralement opposée.
Ainsi, en référence à la figure 6, le procédé permet de contrecarrer la dissymétrie de tramée. Pour ce faire, le procédé consiste alors à faire tourner l’hélice principale (5) de la première pale (3) concernée plus rapidement que l’hélice principale (5) de la deuxième pale (3) diamétralement opposée, et à faire tourner l’hélice secondaire (6) de la même première pale (3) dans un sens inverse à celui de l’hélice principale (5) et de façon cyclique, en phase avec l’hélice principale (5) de la première pale (3), pour contrecarrer l’effet de l’hélice principale (5), et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire (6) pour compenser la dissymétrie de tramée. En d’autres termes, la puissance de l’hélice secondaire (6) doit être telle que la force de propulsion générée par l’hélice secondaire (6) de la première pale (3) soit égale, en valeur absolue, à la différence de force entre la tramée T2 de la première pale (3) et la tramée Tl de la deuxième pale (3) diamétralement opposée. En pratique, pour mettre en œuvre le procédé selon l’invention, qu’il soit à voilure tournante ou à voilure fixe, l’aéronef (1) comprend des hélices principales (5) motorisées disposées au niveau des extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3), avec l’axe des hélices sensiblement parallèle au plan de l’aile (2) ou de la pale (3), et sensiblement orthogonal à l’axe longitudinal de l’aile (2) ou de la pale (3). Pour contrôler les hélices, l’aéronef (1) comprend au moins une carte électronique de puissance connectée à la motorisation des hélices (5, 6) et pilotée par des moyens de calcul embarqués, tel qu’un microcontrôleur. Cette carte électronique permet de contrôler de faire varier la vitesse de rotation de chaque moteur.
De préférence, et comme indiqué plus haut, l’aéronef (1) comprend des hélices motorisées secondaires (6) contrarotatives aux hélices principales (5) et connectées à la carte électronique de puissance. Ces hélices secondaire (6) contrarotatives, sont disposées aux extrémités de l’aile (2) ou de la pale (3), et disposées par exemple en opposition et en aval des hélices principales (5). Lorsque l’aéronef (1) comprend des hélices secondaires (6), les hélices principales (5) sont conçues pour tourner dans un sens inverse à celui des tourbillons marginaux (4).
Lorsque l’aéronef (1) est à voilure tournante avec au moins une pale (3) montée sur un rotor (7), l’aéronef (1) comprend également un capteur de position du rotor (7) connecté à la carte électronique de puissance pour envoyer les ordres de variation de vitesse des moteurs au bon moment en fonction de la position de la pale (3).
Le capteur de position peut être de tout type approprié, tel qu’une roue codeuse ou un capteur à effet hall, ou bien encore un compas magnétique, en combinaison éventuellement avec un ou plusieurs gyroscopes.
Le transfert d’énergie entre le rotor (7) et une partie fixe appelé stator peut se faire par exemple via l’ajout d’un collecteur tournant ou par induction. La présence d’un bloc batterie indépendant embarqué sur le rotor (7) est aussi envisageable.
La communication des ordres de vitesses aux moteurs peut se faire par tout autre moyen bien connu de l’Homme du Métier, par exemple avec un collecteur tournant avec plus de voies ou bien, avec une transmission optique de données, ou encore avec une transmission radio de type « Bluetooth », ou bien encore avec un moyen de communication fïlaire commandé par un dispositif de calcul directement embarqué sur la pale. Dans cette dernière configuration, la présence d’un stator fixe n’est donc pas nécessaire.
Dans une mode de réalisation préféré, illustré aux figures 9 et 10, l'aéronef est un drone muni de trois pales (3) disposées décalées angulairement de 120 degrés autour d'un moyeu (8) sous lequel peut pendre place une nacelle d'utilisation, non représentée. Cette forme de réalisation spécifique à trois pales (3) permet d’améliorer la stabilité du drone en réduisant considérablement la réactivité nécessaire au contrôle des hélices en bout de pales. En référence à la figure 9, le drone comprend des hélices motorisées principales (5) disposées au niveau des extrémités libres des pales (3), et en référence à la figure 10 le drone comprend des hélices motorisées secondaires (6) contrarotatives aux hélices principales (5).
Il ressort de ce qui précède que l’invention fournit bien un procédé de commande de la direction d’un aéronef (1), et un aéronef (1) adapté pour mettre en œuvre ce procédé, qui soit simple, peu onéreux, efficace, fiable, et qui permet un gain de poids considérable par rapport aux système de direction de l’état de la technique.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de contrôle de la direction d’un aéronef (1) à voilure fixe avec au moins une aile (2), ou à voilure tournante avec au moins une pale (3), l’aile (2) ou la pale (3) étant soumise à un flux d’air exerçant une force de portance sur l’aile (2) ou la pale (3), et générant naturellement au niveau de chacune des extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3), un tourbillon marginal (4) du fait de la différence de pression entre l’intrados et l’extrados de l’aile (2) ou des pales (3), lequel tourbillon marginal (4) diminue la force de portance, et augmente la force de tramée le procédé étant caractérisé en ce qu’il consiste à générer des tourbillons supplémentaires d’intensités différentes pour agir distinctement sur l’intensité desdits tourbillons marginaux (4) en fonction du sens et de la vitesse de rotation des tourbillons supplémentaires, pour ainsi aggraver ou contrecarrer sélectivement les effets des tourbillons marginaux (4) et donc diminuer ou augmenter sélectivement la force de portance et/ou la traînée exercée aux extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3) et provoquer un mouvement de roulis et/ou de lacet pour l’aéronef (1) à voilure fixe, ou un mouvement de basculement pour un aéronef (1) à voilure tournante.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les tourbillons supplémentaires sont générés par des hélices principales (5) motorisées agencées au niveau des extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3).
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que lorsque l’aéronef (1) est à voilure fixe et qu’il présente au moins une aile (2) comprenant à chacune de ses extrémités libres des hélices motorisées principales (5) tournant dans un sens contraire à celui des tourbillons marginaux (4) et des hélices motorisées secondaires (6) tournant dans le sens des tourbillons marginaux (4), le procédé consiste, à faire tourner l’hélice principale (5) d’une première extrémité de l’aile (2) plus rapidement que l’hélice secondaire (6) de ladite première extrémité pour générer le mouvement de roulis, à faire tourner l’hélice secondaire (6) d’une deuxième extrémité de l’aile (2) plus rapidement que l’hélice principale (5) de ladite deuxième extrémité pour amplifier le mouvement de roulis, et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire (6) de la deuxième extrémité pour diminuer voire supprimer le mouvement de lacet si la puissance de l’hélice secondaire (6) de la deuxième extrémité est égale à la puissance de l’hélice principale (5) de la première extrémité.
4. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que lorsque l’aéronef (1) est à voilure fixe et qu’il présente au moins une aile (2) comprenant à chacune de ses extrémités des hélices motorisées principales (5) tournant dans un sens contraire à celui des tourbillons marginaux (4) et des hélices motorisées secondaires (6) tournant dans le sens des tourbillons marginaux (4), le procédé consiste, à faire tourner les hélices principale (5) et secondaire (6) d’une première extrémité de l’aile (2) plus rapidement que les hélices principale (5) et secondaire (6) de la deuxième extrémité pour générer le mouvement de roulis et de lacet, et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire (6) de la première extrémité pour diminuer voire supprimer le mouvement de roulis si la puissance des hélices principale (5) et secondaire (6) de la première extrémité sont égales.
5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lorsque l’aéronef (1) est à voilure tournante et qu’il présente au moins une pale (3), les tourbillons supplémentaires sont générés alternativement et de façon cyclique à chaque tour de pale (3) pour obtenir le mouvement de basculement de l’aéronef (1) dans une direction voulue.
6. Procédé selon les revendications 2 et 5, caractérisé en ce qu’il consiste, à faire tourner l’hélice motorisée principale (5) de l’extrémité libre de la pale (3) dans un sens contraire au tourbillon marginal (4), et à faire tourner une hélice motorisée secondaire (6) disposée au niveau de cette même extrémité libre dans un sens inverse, avec une même puissance que l’hélice principale (5), de façon cyclique et en opposition de phase avec l’hélice principale (5) pour atténuer d’éventuelles vibrations.
7. Procédé selon les revendications 2 et 5, caractérisé en ce que lorsque l’aéronef (1) est soumis à un vent relatif, il se crée une dissymétrie de tramée aérodynamique provoquée à chaque demi-tour de pale (3), le procédé consiste alors à faire tourner l’hélice principale (5) de l’extrémité libre de la pale (3) dans un sens contraire au tourbillon marginal (4), à faire tourner une hélice motorisée secondaire (6) disposée au niveau de cette même extrémité libre, dans un sens inverse à celui de l’hélice principale (5), de façon cyclique et en phase avec l’hélice principale (5) pour contrecarrer l’effet de l’hélice principale (5), et à agir sur la puissance de l’hélice secondaire (6) pour compenser la dissymétrie de tramée aérodynamique.
8. Aéronef (1) à voilure fixe avec au moins une aile (2), ou à voilure tournante avec au moins une pale (3), l’aile (2) ou la pale (3) étant destinée à être soumise à un flux d’air exerçant une force de portance sur l’aile (2) ou la pale (3), et générant naturellement au niveau de chacune des extrémités de l’aile (2) ou de la pale (3), un tourbillon marginal (4) du fait de la différence de pression entre l’intrados et l’extrados de l’aile (2) ou de la pale (3), lequel tourbillon marginal (4) diminue la force de portance, caractérisé en ce qu’il comprend des moyens pour générer des tourbillons supplémentaires pour agir distinctement sur l’intensité desdits tourbillons marginaux (4) en fonction du sens et de la vitesse de rotation des tourbillons supplémentaires, pour ainsi aggraver ou contrecarrer sélectivement les effets des tourbillons marginaux (4) et donc diminuer ou augmenter sélectivement la force de portance exercée aux extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3) et provoquer un mouvement de roulis et/ou de lacet pour l’aéronef (1) à voilure fixe, ou un mouvement de basculement pour un aéronef (1) à voilure tournante.
9. Aéronef (1) selon la revendication 8 caractérisé en ce que les moyens pour générer les tourbillons supplémentaires comprennent :
des hélices motorisées principales (5) disposées au niveau des extrémités libres de l’aile (2) ou de la pale (3), l’axe des hélices étant sensiblement parallèle au plan de l’aile (2) ou de la pale (3), et sensiblement orthogonal à l’axe longitudinal de l’aile (2) ou de la pale (3) ;
au moins une carte électronique de puissance connectée à la motorisation des hélices et pilotée par des moyens de calcul embarqués.
10. Aéronef (1) selon la revendication 9, caractérisé en ce que les hélices principales (5) sont conçues pour tourner dans un sens inverse à celui des tourbillons marginaux (4), et en ce que l’aéronef (1) comprend des hélices motorisées secondaires (6) contrarotatives aux hélices principales (5) et connectées à la carte électronique de puissance.
11. Aéronef (1) selon la revendication 9 caractérisé en ce qu’il comprend une voilure tournante avec au moins une pale (3) montée sur un rotor (7), et un capteur de position du rotor (7) connecté à la carte électronique de puissance.
12. Aéronef (1) selon la revendication 8, caractérisé en ce qu’il est à voilure tournante et comporte trois pales (3) décalées angulairement de 120°.
13. Aéronef (1) selon la revendication 8, caractérisé en ce que la ou les pales sont réalisées en Polypropylène expansé.
14. Aéronef (1) selon la revendication 13, caractérisé en ce que la ou les pales sont recouvertes d’un film thermoplastique.
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