WO2021023632A1 - Aeronef comprenant un dispositif de secours en cas de panne - Google Patents

Aeronef comprenant un dispositif de secours en cas de panne Download PDF

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WO2021023632A1
WO2021023632A1 PCT/EP2020/071574 EP2020071574W WO2021023632A1 WO 2021023632 A1 WO2021023632 A1 WO 2021023632A1 EP 2020071574 W EP2020071574 W EP 2020071574W WO 2021023632 A1 WO2021023632 A1 WO 2021023632A1
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WO
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aircraft
control
sensor
engine
aircraft according
Prior art date
Application number
PCT/EP2020/071574
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English (en)
Inventor
Etienne RAOUL
Alexandre LEFEUVRE
Original Assignee
Safran Electronics & Defense
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electronics & Defense filed Critical Safran Electronics & Defense
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/21—Rotary wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • B64C19/02—Conjoint controls

Definitions

  • the invention relates to an aircraft comprising a back-up device in the event of a breakdown.
  • drones are used more and more, for example, for land reconnaissance and / or aerial photography.
  • These drones generally consist of rotors of variable quantity (1 to N). These drones thus include a central platform from which link arms extend, a propulsion unit being arranged at the free end of each link arm. Each propulsion unit comprises a motor and a propeller driven by the engine, the various propulsion units being controlled by a control member generally arranged at the level of the central platform which also comprises a supply system for supplying the assembly.
  • Certain drones consequently include a parachute which is actuated by a control internal to the drone and / or an external control.
  • a parachute is heavy and bulky and must be examined very regularly for safety reasons. Moreover, the reliability of a parachute is not very high. In particular, a parachute can torch or get caught in one of the propellant blocks. A parachute is also very sensitive to conditions weather conditions and requires the drone to be at a sufficient altitude to be able to be deployed.
  • An object of the invention is to provide an aircraft comprising an emergency device intended to better absorb the fall of the aircraft in the event of a breakdown.
  • an aircraft comprising at least:
  • each propulsion unit comprising an engine and a propeller driven by the engine of the unit considered;
  • a general power system for powering the aircraft is
  • the aircraft comprises a back-up device intended to cushion the fall of the aircraft in the event of a breakdown, the back-up device comprising at least two back-up devices, each back-up device being associated respectively with one propulsion units, each emergency device thus comprising at least:
  • the secondary control units replace each other in the event of a fault with the general control system to each generate a setpoint intended for the engine of the same unit as the secondary control unit in question from a measurement supplied by the sensor of the same unit; each emergency device thus being able to work independently of the other emergency devices.
  • at least the two propulsion units are equipped with their own emergency devices enabling them to be able to continue to operate in the event of a breakdown such as for example a breakdown of the general control system and / or of the general power supply system.
  • the invention consequently makes it possible to ensure a relatively safe landing even in the event of a general failure.
  • the back-up device is of reduced volume and mass since it uses components of the aircraft that must be in place, which are in particular the engines and the propellers, by supplementing them with them. emergency devices.
  • a failure within the meaning of the invention can be a hardware failure such as the loss of the general control system and / or an immaterial failure such as for example a piloting problem with a deviation from a target trajectory.
  • the failure may be due to an external event (lightning strike, impact with the environment, etc.) or even an internal event.
  • the failure may therefore be due to a problem with the general power system and / or the general control system and / or other components of the aircraft.
  • the general power system and / or the general control system is arranged on the central platform.
  • the emergency device comprises as many emergency devices as there are propulsion units in the aircraft.
  • each secondary power supply system comprises at least one battery, the battery or batteries of said secondary power supply system all being segregated from the general power supply system.
  • each secondary supply system is for its part arranged at least in part around the engine of the block considered.
  • each secondary power supply system comprises at least one battery, the battery or batteries of said secondary power supply system all being arranged juxtaposed to the motor of the block in question.
  • the sensor is of the inertial type.
  • each propulsion unit comprises a protective enclosure inside which the engine and at least part of the associated emergency device are arranged.
  • each secondary power supply system is electrically connected to the general power system and / or to the general control system.
  • each standby device further comprises a second sensor for measuring at least one datum representative of the vertical lift of the aircraft and / or of its sink rate and / or of its vertical speed.
  • the second sensor is a pressure sensor.
  • each secondary control unit is based on two nested control loops operating in parallel to control the associated motor: - A first loop is dedicated to the control of the lift and allows, from data transmitted by the second sensor, to controlling the engine in order to respond to a setpoint representative of a fixed vertical lift value;
  • a second loop is dedicated to the control of the attitude and makes it possible, from data transmitted by the first sensor, to adapt the engine control in order to respond also to a setpoint representative of a horizontal attitude.
  • each secondary control member is based on an error measurement between the measurement made by the first sensor and the setpoint representative of a horizontal attitude to control the motor of the associated block, error measurement corrected by means of 'a PID regulator.
  • PID Proportional-Integral-Derived
  • the setpoint representative of an attitude is a setpoint for pitch and roll angles.
  • each secondary control unit is based on an error measurement between the measurement made by the second sensor and the setpoint representative of a fixed vertical lift value to control the motor of the associated block, error measurement corrected by the 'intermediary of a regulator.
  • the setpoint representative of vertical lift is a vertical speed setpoint.
  • each secondary control unit is configured to order the stopping of the engine considered when a data item generated by the second sensor makes it possible to deduce that the sink rate is below a predetermined threshold for a predetermined period of time.
  • the aircraft comprises at least four propulsion units.
  • the aircraft is rotary wing.
  • the aircraft is a drone or a vertical take-off and landing aircraft.
  • FIG. 1 is a schematic top view of an aircraft according to a particular embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a view partially in section of one of the propulsion units of the aircraft illustrated in FIG. 1;
  • FIG. 3 is a simplified model of the aircraft illustrated in FIG. 1;
  • FIG. 4 is the simulation diagram associated with the model illustrated in FIG. 3;
  • FIG. 5 shows the results resulting from a simulation carried out from the diagram illustrated in FIG. 4;
  • Figure 6 shows other results from the same simulation as for Figure 5.
  • the aircraft 1 is an unmanned flying machine (better known by the English acronym UAV for “Unmanned Aerial Vehicle”) and in particular an unmanned rotary-wing flying machine.
  • the aircraft 1 is typically a drone.
  • the aircraft 1 is of the quadricopter type and thus comprises a central platform 2 from which extend four link arms 3, a propulsion unit 4 being arranged at the free end of each link arm 3.
  • Each propulsion unit comprises a motor 5 and a propeller 6 driven by the motor 5 of the propulsion unit 4 considered.
  • the motors 5 are preferably electric and / or hybrid motors.
  • the propulsion units 4 are here all identical to each other.
  • the aircraft 1 further comprises a general control system 7 arranged on the central platform 2 to control the various engines 5.
  • the general control system 7 comprises one or more computers associated with one or more sensors also arranged on the central platform 2 (such as attitude, altitude, heading, pressure, position measurement sensors, etc. ).
  • the general control system 7 generates instructions intended for the motors 5 of the four propulsion units 4 from the data transmitted by the sensors and from trajectory commands, supplied for example by a pilot or an automatic pilot.
  • the sensors as well as the general control system 7 belong to the same system assembly 8 such as an AFCS assembly (for Automatic Flight Control System).
  • the system assembly 8 can optionally be redundant for greater security.
  • the system assembly 8 thus centrally controls the four propulsion units 4 for optimized piloting of the aircraft 1, in particular in attitude and in altitude, during a nominal situation.
  • the aircraft 1 also includes a general power supply system 9, which is here arranged on the central platform 2, to supply the aircraft 1 and in particular the system assembly 8 (and its redundancy if necessary) and the various propulsion units 4 .
  • a general power supply system 9 which is here arranged on the central platform 2, to supply the aircraft 1 and in particular the system assembly 8 (and its redundancy if necessary) and the various propulsion units 4 .
  • the general power system 9 comprises for example one or more batteries and / or one or more generators.
  • the various elements of the general power system 9 can be arranged at the same location or distributed at different locations of the central platform 2.
  • the various elements of the general power system 9 can be arranged at different locations of the aircraft. 1 and not exclusively on the central platform 2.
  • the aircraft 1 is equipped with an emergency device intended to cushion the fall of the aircraft 1 in the event of a breakdown.
  • the emergency device comprises as many emergency devices as there are propulsion units 4, ie here four emergency devices.
  • each emergency device is located respectively in one of the propulsion units 4.
  • the emergency apparatus comprises a secondary control member 10 associated with a secondary power supply system 11 both arranged in the associated propulsion unit 4.
  • the secondary control unit 10 comprises at least one computer and in particular a flight control computer.
  • the secondary power supply system 11 comprises for example one or more batteries.
  • the secondary control member 10 is preferably arranged under the motor 5, for example being integrated into the engine control means 5 (means controlled by the general control system 7 in nominal situation and by the secondary control member 10 in a fault situation).
  • the secondary power supply system 11 is for its part arranged so that the battery (s) in the immediate vicinity of the engine 5, the rest of the secondary power supply system 11 being for example arranged at the same level as the control member secondary 10.
  • the standby device also includes a first sensor 12 for measuring at least one piece of data representative of the attitude of the aircraft 1, the secondary control unit 10 being configured to generate a control instruction at destination of the motor 5 on the basis of a measurement supplied by said first sensor 12.
  • the first sensor 12 is for example a verticality sensor and for example a monoplane verticality sensor measuring only the attitude of the aircraft 1.
  • the first sensor 12 may be of the inertial type.
  • the first sensor 12 is for example an inclinometer, a gyrometer, etc.
  • the back-up device also comprises a second sensor 13 for measuring at least one datum representative of the vertical lift of the aircraft. aircraft 1 and / or its sink rate and / or its vertical speed.
  • the second sensor 13 is preferably a pressure sensor such as a barometer and / or a variometer.
  • the secondary control unit 10 is also linked to this second sensor 13 so as to generate the control setpoint intended for the motor 5 from a measurement supplied by said first sensor 12 and from a measurement supplied by the second sensor 13.
  • the taking into account of data coming from the second sensor 13 makes it possible to adapt the control instruction to the load of the aircraft 1 which can vary from one flight to another depending on the on-board payload, the vertical lift being dependent on this charge.
  • the propulsion unit 4 comprises a protective enclosure 14 inside which the engine 5 and the associated emergency device are arranged.
  • the protective enclosure 14 in the present case forms a Faraday cage making it possible to protect the motor 5 and the emergency device, for example from a lightning strike.
  • the secondary power system 11 is connected to the general control system 7 and / or to the system. power supply 9 so that the energy stored in the secondary power system 11 can also be used in nominal situation.
  • the dimensions and masses of the batteries are thus limited at the level of the central platform 2 by making the secondary power supply systems 11 and the general power supply system 9 work in parallel.
  • the secondary power supply systems 11 each always have an autonomy allowing emergency landing of the aircraft 1 even if they are used in nominal situation.
  • each secondary power supply system 11 thus has an autonomy ranging from a few minutes to a few tens of minutes.
  • the secondary power supply systems 11 are not entirely independent of the general power supply system 9 in nominal situation: in particular the batteries of the secondary power supply systems are not independent or segregated from the general power supply system. 9 in nominal situation.
  • a security element is preferably arranged at the level of each connection between each secondary supply system 11 and the exterior of the propulsion unit 4 associated with said system.
  • the security element is for example a fuse.
  • the safety element cuts off any electrical connection, thereby making it completely independent of the secondary power supply systems 11 (and therefore the batteries) from the general power supply system 9.
  • the backup devices are not connected to the system assembly 8 or to the general power system 9 in order to avoid a failure at the level of the system assembly 8. and / or the general power system 9 cannot be propagated to the emergency devices.
  • the general control system 7 controls the various motors 5 of the propulsion units 4 supplied by the general power supply system 7 and possibly by the secondary power systems 11.
  • the secondary control members 10 do not then not intervene in this control of the motors 5.
  • one switches to localized control only if the failure does not occur. can be compensated for, for example, by redundant equipment from the defective one.
  • This changeover is ordered either via an internal order (generated by a robust on-board mechanism which is possibly supplied by one or more secondary power supply systems 10 and / or an order from the pilot in the event of manned flight) or via an external order (by radio link for example).
  • a failure of the general power supply system 11 can be detected for example by measuring the level of electrical power supplied by said general power supply system 11.
  • a failure of the system assembly 8 can be detected for example at the levels of the ports of. input and / or output of the system assembly 8.
  • Each propulsion unit 4 is thus isolated from the rest of the aircraft 1 from a power supply and control point of view.
  • Each secondary control member 10 then takes control of its propulsion unit 4 to control the engine. 5 so as to control the attitude of the aircraft 1 but also in the present case the lift of the aircraft 1. More precisely here, in each propulsion unit 4, the secondary control unit 10 is based on two loops nested servo-controls operating in parallel to control the associated motor 5:
  • a first loop is dedicated to the control of the lift of the aircraft and makes it possible, from data transmitted by the second sensor 13, to control the motor 5 in order to respond to a setpoint representative of a fixed vertical lift value of the aircraft.
  • the secondary control unit 10 relies for this on an error measurement between the measurement made by the second sensor 13 and said setpoint, error measurement corrected by means of a regulator which is preferably a PID regulator. .
  • a second loop is dedicated to controlling the attitude of the aircraft and makes it possible, on the basis of data transmitted by the first sensor 12, to adapt the control of the engine 5 in order also to respond to a horizontal attitude instruction of the aircraft (for this purpose, the secondary control member 10 adapts the piloting so as to oscillate around the fixed vertical lift value to regulate the attitude).
  • the secondary control unit 10 relies for this on an error measurement between the measurement made by the first sensor 12 and said setpoint, error measurement corrected by means of a regulator which is preferably a PID regulator. .
  • Each back-up device thus acts independently of the others, relying only on its own first and second sensors.
  • a controlled fall of the aircraft 1 is thus obtained at a relatively stable speed, in a stabilized horizontal attitude.
  • this limits a risk tilting of the aircraft 1 during its fall even in the event of disturbances, in particular aerological disturbances.
  • account is taken of the geometric position of the engine unit 4 considered with respect to the center of gravity of the aircraft 1 and / or the number of propulsion units 4 and / or of the load of the aircraft 1 (self-mass and mass of the potential payload) ...
  • the secondary control members 10 are configured so that the control laws used within each propulsion unit 4 are the same for each propulsion unit 4.
  • the first loops will be relatively stable and will facilitate the stabilization of the second loops.
  • each secondary control member 10 is configured to order the stopping of the engine 5 considered when data generated by the second sensor 13 makes it possible to deduce that the sink rate is below a predetermined threshold, and preferably is zero, for a predetermined period.
  • the second sensor 12 therefore also makes it possible to detect the arrival on the ground of the aircraft 1 and to cut off the associated engine 5.
  • the aircraft has a mark Rd which is specific to it.
  • This frame Rd is defined with respect to a fixed land frame by the Euler angles (Q, cp, y) corresponding respectively to the pitch, roll and yaw angles of the aircraft.
  • the aircraft also has a mass m, a moment of inertia J and comprises four propulsion units 101, 102, 103, 104 each arranged at the end of one of the four arms of the aircraft, the arms all having the same length. at.
  • the motors of the first propulsion unit 101 and of the second propulsion unit 102 arranged opposite to each other rotate in the same first direction and the motors of the third propulsion unit 103 and of the fourth propulsion unit 104 arranged opposite one of the other turn in the same second direction.
  • Each order of vertical lift Fl, F2, F3 and F4 is generated in view of a general setpoint of vertical speed Vz fixed for the aircraft in the fixed frame (representative of a sink rate value of the aircraft and also of the vertical lift of the aircraft) and of a general setpoint of pitch angle Q equal to 90 degrees (representative of the attitude of the aircraft in the fixed frame) and of error regulation on these two parameters Vz and Q using PID correctors.
  • each propulsion unit is slaved so as to follow an angle setpoint combining the roll angle of the aircraft and the pitch angle of the aircraft to keep the aircraft level horizontal.
  • two opposite propulsion units are arranged on the roll axis of the aircraft and two opposite propulsion units are arranged on the pitch axis of the aircraft: in these conditions to keep the attitude of the aircraft horizontal the angle setpoint on two propulsion units multiplies the roll angle by a factor of zero so that the angle setpoint only depends on the pitch angle of the aircraft and the angle setpoint on two propulsion units multiply the pitch angle by a factor of zero so that the angle setpoint only depends on the roll angle of the aircraft.
  • the aircraft may be of another type and for example be a manned flying machine and / or a fixed-wing flying machine.
  • the aircraft could for example be autonomous or semi-autonomous.
  • the aircraft could for example be electric or hybrid.
  • the aircraft may thus be a vertical take-off and landing aircraft, better known by the English acronym VTOL, such as a tilt-rotor VTOL (better known by the English term of tiltrotor).
  • the aircraft may also be a girodyne (better known under the English term of “compound helicopter.”
  • the aircraft may be an aircraft meeting the concept of air mobility. urban (better known under the English term Urban Air Mobility).
  • the aircraft can be used for all types of applications, be they civil or military: reconnaissance of land, transport of passengers or objects, shots ...
  • the aircraft may include another number of propulsion units on condition of including at least two. It will however be preferable to have an aircraft with at least four propulsion units.
  • the aircraft will preferably include an even number of propulsion units and preferably a number of propulsion units which is a multiple of four.
  • the aircraft may thus include eight propulsion units or else twelve propulsion units or else sixteen propulsion units.
  • the aircraft comprises a large number of propulsion units (for example and in a nonlimiting manner in the case where the aircraft comprises at least eight propulsion units) only certain units may be fitted with a back-up device.
  • the back-up device will include as many back-up devices as there are propulsion units in the aircraft.
  • the back-up device may not include a sensor for measuring at least one datum representative of the vertical lift of the aircraft and / or of its sink rate and / or of its vertical speed.
  • the vertical lift of the aircraft will be considered fixed: a predetermined value representative of this vertical lift will then be recorded in the secondary control members so that it can be used in the event of a failure in the control of the engines.
  • the vertical lift is dependent on the load: we will therefore rely on the load of the aircraft and of its potential payload to set this predetermined value. Consequently, the control units will be able to control the motors from a single servo loop instead of two.
  • each emergency device can be completely isolated from the general control system and the general power supply system, batteries included. We will thus have independence, segregation between the secondary power supply systems (in particular of their potential batteries) and the general power supply system.
  • the regulator of the second aircraft attitude control loop is a PID regulator
  • the regulator could be simpler and be for example of the proportional type and / or of the derivative type and / or of the integral type. .
  • We could also have a more complex regulator. However, we prefer to use a PID.
  • the regulator of the first vertical lift control loop of the aircraft is a PID regulator
  • the regulator could be simpler and be for example of proportional type and / or of derivative type and / or of integral type. We could also have a more complex regulator.
  • the transition from generalized control of the propulsion units to localized control may be irreversible or may be reversible (after landing of the aircraft and maintenance operation (s) and / or in flight directly if the failure is resolved).
  • the battery or batteries of the secondary power supply system can be arranged differently and for example not be juxtaposed to the motor.
  • the battery or batteries of the secondary power supply system may be arranged along the engine and / or around the engine and for example circumferentially to the engine.
  • the propulsion units may not include a protective enclosure or may include another enclosure than that described and for example a mechanical and / or electrical and / or electromagnetic and / or fireproof enclosure ...
  • the emergency devices are entirely housed in the propulsion units (whether the propulsion units have protective enclosures or not and / or the emergency devices are housed entirely, partly or not at all in the protective enclosures any), the emergency devices may be fitted in whole or in part outside the propulsion units. It is then preferable to have the emergency devices in the immediate vicinity of the propulsion units, for example by arranging them on the link arms.

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Abstract

L'invention concerne un aéronef (1) comprenant au moins une plateforme centrale; deux blocs propulsifs chaque comportant un moteur et une hélice entraînée par le moteur du bloc considéré; un système de commande général pour contrôler les blocs propulsifs; un système d'alimentation général, l'aéronef étant caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de secours comportant au moins deux appareils de secours, chaque appareil de secours étant associé à respectivement l'un des blocs propulsifs et comportant au moins: un organe de commande secondaire (10); un système d'alimentation secondaire (11); un capteur de mesure (12) d'au moins une donnée représentative de l'assiette de l'aéronef; les organes de commande secondaires se suppléant en cas de panne au système de commande général pour générer chacun une consigne à destination du moteur du même bloc que l'organe de commande secondaire considéré à partir d'une mesure fournie par le capteur du même bloc; chaque appareil de secours étant indépendante des autres appareils de secours.

Description

AERONEF COMPRENANT UN DISPOSITIF DE SECOURS EN CAS DE PANNE
L'invention concerne un aéronef comprenant un dispositif de secours en cas de panne.
ARRIERE PLAN DE L'INVENTION
Que ce soit dans le milieu militaire ou dans le milieu civil, les drones sont de plus en plus utilisés par exemple pour la reconnaissance de terrains et/ou la prise de vues aériennes .
Ces drones sont généralement constitués de rotors de quantité variable (1 à N). Ces drones comportent ainsi une plateforme centrale à partir de laquelle s'étendent des bras de liaison, un bloc propulsif étant agencé en extrémité libre de chaque bras de liaison. Chaque bloc propulsif comporte un moteur et une hélice entraînée par le moteur, les différents blocs propulsifs étant pilotés par un organe de commande agencé généralement au niveau de la plateforme centrale qui comporte également un système d'alimentation pour alimenter l'ensemble.
En cas de panne rendant impossible le contrôle du drone à partir des organes cités ci-dessus, qu'elle soit due à un problème technique d'alimentation ou un problème de pilotage, la chute du drone doit être ralentie.
Certains drones comportent en conséquence un parachute qui est actionné par une commande interne au drone et/ou une commande externe.
Or un parachute n'offre pas une solution entièrement satisfaisante .
En effet, un parachute est lourd et volumineux et doit être examiné très régulièrement pour des questions de sécurité. Par ailleurs, la fiabilité d'un parachute n'est pas très élevée. En particulier, un parachute peut se mettre en torche ou se prendre dans l'un des blocs propulsifs. Un parachute est en outre très sensible aux conditions météorologiques et nécessite que le drone soit à une altitude suffisante pour pouvoir être déployé.
OBJET DE L'INVENTION
Un but de l'invention est de proposer un aéronef comportant un dispositif de secours destiné à mieux amortir la chute de l'aéronef en cas de panne.
RESUME DE L’INVENTION
En vue de la réalisation de ce but, on propose, selon l'invention, un aéronef comprenant au moins:
- Une plateforme centrale ;
- Au moins deux blocs propulsifs reliés à la plateforme centrale, chaque bloc propulsif comportant un moteur et une hélice entraînée par le moteur du bloc considéré ;
Un système de commande général pour contrôler les différents blocs propulsifs ;
Un système d'alimentation général pour alimenter 1'aéronef.
Selon l'invention, l'aéronef comporte un dispositif de secours destiné à amortir la chute de l'aéronef en cas de panne, le dispositif de secours comportant au moins deux appareils de secours, chaque appareil de secours étant associé à respectivement l'un des blocs propulsifs, chaque appareil de secours comportant ainsi au moins :
- un organe de commande secondaire ;
- un système d'alimentation secondaire ; et
- un capteur de mesure d'au moins une donnée représentative de l'assiette de l'aéronef ; les organes de commande secondaires se suppléant en cas de panne au système de commande général pour générer chacun une consigne à destination du moteur du même bloc que l'organe de commande secondaire considéré à partir d'une mesure fournie par le capteur du même bloc ; chaque appareil de secours étant ainsi apte à travailler de manière indépendante des autres appareils de secours. De la sorte, au moins les deux blocs propulsifs sont équipés de leurs propres appareils de secours leur permettant de pouvoir continuer à fonctionner en cas de panne comme par exemple une panne du système de commande général et/ou du système d'alimentation général. L'invention permet en conséquence d'assurer un atterrissage relativement sûr même en cas de panne générale.
De façon avantageuse, le dispositif de secours est d'un volume et d'une masse réduits puisqu'il fait appel à des éléments de l'aéronef obligatoirement en place, que sont en particulier les moteurs et les hélices, en les complétant par les appareils de secours.
Une panne au sens de l'invention peut être une panne matérielle comme la perte du système de commande général et/ou une panne immatérielle comme par exemple un problème de pilotage avec une déviation vis-à-vis d'une trajectoire visée. Par ailleurs la panne peut être due à un événement externe (foudroiement, choc avec l'environnement ...) ou bien à un événement interne. La panne peut donc être due à un problème du système d'alimentation général et/ou du système de commande général et/ou d'autres composants de l'aéronef. Optionnellement le système d'alimentation général et/ou le système de commande général est agencé sur la plateforme centrale.
Optionnellement le dispositif de secours comporte autant d'appareils de secours qu'il y a de blocs propulsifs dans 1'aéronef.
Optionnellement chaque système d'alimentation secondaire comporte au moins une batterie, la ou les batteries dudit système d'alimentation secondaire étant toutes ségréguées du système d'alimentation générale.
Ainsi la ou les batteries sont toutes indépendantes du système d'alimentation générale.
On évite ainsi une potentielle propagation d'une panne affectant le système d'alimentation générale dans l'un ou plusieurs ou tous les systèmes d'alimentation secondaire. Optionnellement chaque système d'alimentation secondaire est quant à lui agencé au moins en partie autour du moteur du bloc considéré.
Optionnellement chaque système d'alimentation secondaire comporte au moins une batterie, la ou les batteries dudit système d'alimentation secondaire étant toutes agencées de manière juxtaposée au moteur du bloc considéré. Optionnellement le capteur est de type inertiel. Optionnellement chaque bloc propulsif comporte une enceinte de protection à l'intérieur de laquelle sont agencés le moteur et au moins une partie de l'appareil de secours associé.
Optionnellement chaque système d'alimentation secondaire est relié électriquement au système d'alimentation général et/ou au système de commande général.
Optionnellement chaque appareil de secours comporte en outre un deuxième capteur de mesure d'au moins une donnée représentative de la portance vertical de l'aéronef et/ou de son taux de chute et/ou de sa vitesse verticale. Optionnellement le deuxième capteur est un capteur de pression.
Optionnellement chaque organe de commande secondaire s'appuie sur deux boucles d'asservissement imbriquées fonctionnant en parallèle pour piloter le moteur associé : - Une première boucle est dédiée au contrôle de la portance et permet, à partir de données transmises par le deuxième capteur, de piloter le moteur afin de répondre à une consigne représentative d'une valeur de portance verticale fixe ;
- Une deuxième boucle est dédiée au contrôle de l'assiette et permet, à partir de données transmises par le premier capteur, d'adapter le pilotage du moteur afin de répondre également à une consigne représentative d'une assiette horizontale.
Optionnellement chaque organe de commande secondaire s'appuie sur une mesure d'erreur entre la mesure effectuée par le premier capteur et la consigne représentative d'une assiette horizontale pour piloter le moteur du bloc associé, mesure d'erreur corrigée par l'intermédiaire d'un régulateur PID.
On rappelle qu'un régulateur PID est aussi appelé correcteur PID. Dans les deux cas PID est l'acronyme de Proportionnel-Intégral-Dérivé .
Optionnellement la consigne représentative d'une assiette est une consigne d'angles de tangage et de roulis. Optionnellement chaque organe de commande secondaire s'appuie sur une mesure d'erreur entre la mesure effectuée par le deuxième capteur et la consigne représentative d'une valeur de portance verticale fixe pour piloter le moteur du bloc associé, mesure d'erreur corrigée par l'intermédiaire d'un régulateur.
Optionnellement la consigne représentative d'une portance verticale est une consigne de vitesse verticale. Optionnellement chaque organe de commande secondaire est configuré pour ordonner l'arrêt du moteur considéré lorsqu'une donnée générée par le deuxième capteur permet de déduire que le taux de chute est en dessous d'un seuil prédéterminé pendant un laps de temps prédéterminé. Optionnellement l'aéronef comporte au moins quatre blocs propulsifs.
Optionnellement l'aéronef est à voilure tournante. Optionnellement l'aéronef est un drone ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à la lecture de la description qui suit d'un mode de réalisation particulier non limitatif de 1'invention. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS 1/ invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit en référence aux figures annexées parmi lesquelles :
La figure 1 est une vue de dessus schématique d'un aéronef selon un mode de réalisation particulier de l'invention ; La figure 2 est une vue partiellement en coupe d'un des blocs propulsifs de l'aéronef illustré à la figure 1 ;
La figure 3 est un modèle simplifié de l'aéronef illustré à la figure 1;
La figure 4 est le schéma de simulation associé au modèle illustré à la figure 3 ;
La figure 5 montre des résultats issus d'une simulation effectuée à partir du schéma illustré à la figure 4 ;
La figure 6 montre d'autres résultats issus de la même simulation que pour la figure 5.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION En référence aux figures 1 et 2, l'aéronef 1 selon le mode de réalisation particulier de l'invention est un engin volant non habité (plus connu sous l'acronyme anglais UAV pour « Unmanned Aerial Vehicle ») et en particulier un engin volant non habité à voilure tournante.
L'aéronef 1 est typiquement un drone.
L'aéronef 1 est de type quadricoptère et comporte ainsi une plateforme centrale 2 à partir de laquelle s'étendent quatre bras de liaison 3, un bloc propulsif 4 étant agencé en extrémité libre de chaque bras de liaison 3.
Chaque bloc propulsif comporte un moteur 5 et une hélice 6 entraînée par le moteur 5 du bloc propulsif 4 considéré. Les moteurs 5 sont de préférence des moteurs électriques et/ou hybrides.
Les blocs propulsifs 4 sont ici tous identiques entre eux. L'aéronef 1 comporte en outre un système de commande 7 général agencé sur la plateforme centrale 2 pour piloter les différents moteurs 5. Le système de commande général 7 comporte un ou plusieurs calculateurs associés à un ou plusieurs capteurs agencés également sur la plateforme centrale 2 (tels que des capteurs de mesures d'attitude, d'altitude, de cap, de pression, de position ...). Le système de commande général 7 génère des consignes à destination des moteurs 5 des quatre blocs propulsifs 4 à partir des données transmises par les capteurs et d'ordres de trajectoire, fournis par exemple par un pilote ou un pilotage automatique.
Les capteurs ainsi que le système de commande général 7 appartiennent à un même ensemble système 8 tel qu'un ensemble AFCS (pour Automatic Flight Control System). L'ensemble système 8 peut éventuellement être redondé pour davantage de sécurité.
L'ensemble système 8 contrôle ainsi de manière centralisée les quatre blocs propulsifs 4 pour un pilotage optimisé de l'aéronef 1, notamment en attitude et en altitude, lors d'une situation nominale.
L'aéronef 1 comporte également un système d'alimentation général 9, qui est ici agencé sur la plateforme centrale 2, pour alimenter l'aéronef 1 et en particulier l'ensemble système 8 (et sa redondance éventuellement) et les différents blocs propulsifs 4.
Le système d'alimentation général 9 comporte par exemple une ou plusieurs batteries et/ou un ou plusieurs générateurs. Les différents éléments du système d'alimentation général 9 peuvent être agencés au même endroit ou répartis à différents endroits de la plateforme centrale 2. En variante, les différents éléments du système d'alimentation général 9 peuvent être agencés à différents endroits de l'aéronef 1 et non exclusivement sur la plateforme centrale 2.
Selon l'invention, l'aéronef 1 est équipé d'un dispositif de secours destiné à amortir la chute de l'aéronef 1 en cas de panne. De préférence, le dispositif de secours comporte autant d'appareils de secours qu'il y a de blocs propulsifs 4 soit ici quatre appareils de secours.
Selon un mode de réalisation particulier, chaque appareil de secours est localisé respectivement dans l'un des blocs propulsifs 4.
Les différents appareils de secours étant identiques entre eux, un seul des appareils va être à présent décrit, la description qui suit s'appliquant donc aux autres appareils.
L'appareil de secours comporte un organe de commande secondaire 10 associé à un système d'alimentation secondaire 11 tous deux agencés dans le bloc propulsif 4 associé. L'organe de commande secondaire 10 comporte au moins un calculateur et en particulier un calculateur de pilotage de vol. Le système d'alimentation secondaire 11 comporte par exemple une ou plusieurs batteries.
L'organe de commande secondaire 10 est de préférence agencé sous le moteur 5 en étant par exemple intégré à des moyens de contrôle du moteur 5 (moyens pilotés par le système de commande général 7 en situation nominale et par l'organe de commande secondaire 10 en situation de panne).
De préférence le système d'alimentation secondaire 11 est quant à lui agencé de sorte que la ou les batteries à proximité immédiate du moteur 5, le reste du système d'alimentation secondaire 11 étant par exemple agencé au même niveau que l'organe de commande secondaire 10.
Ceci permet de limiter le volume de l'appareil de secours notamment en agençant la ou les batteries tout autour du moteur 5.
L'appareil de secours comporte également un premier capteur 12 de mesure d'au moins une donnée représentative de l'assiette de l'aéronef 1, l'organe de commande secondaire 10 étant configuré pour générer une consigne de commande à destination du moteur 5 à partir d'une mesure fournie par ledit premier capteur 12.
Le premier capteur 12 est par exemple un capteur de verticalité et par exemple un capteur de verticalité monoplan ne mesurant que l'assiette de l'aéronef 1. Le premier capteur 12 peut être de type inertiel. Le premier capteur 12 est par exemple un inclinomètre, un gyromètre ... Selon un mode de réalisation préféré, l'appareil de secours comporte en outre un deuxième capteur 13 de mesure d'au moins une donnée représentative de la portance vertical de l'aéronef 1 et/ou de son taux de chute et/ou de sa vitesse verticale.
Le deuxième capteur 13 est de préférence un capteur de pression tel qu'un baromètre et/ou un variomètre.
L'organe de commande secondaire 10 est également en liaison avec ce deuxième capteur 13 de manière à élaborer la consigne de commande à destination du moteur 5 à partir d'une mesure fournie par ledit premier capteur 12 et d'une mesure fournie par le deuxième capteur 13.
La prise en compte de données issues du deuxième capteur 13 permet d'adapter la consigne de commande à la charge de l'aéronef 1 qui peut varier d'un vol à un autre selon la charge utile embarquée, la portance verticale étant dépendante de cette charge.
De façon préférée, le bloc propulsif 4 comporte une enceinte de protection 14 à l'intérieur de laquelle sont agencés le moteur 5 et l'appareil de secours associé. L'enceinte de protection 14 forme dans le cas présent une cage de Faraday permettant de protéger le moteur 5 et l'appareil de secours par exemple d'un foudroiement.
On s'assure ainsi que l'appareil de secours et le moteur 5 associé puissent travailler conjointement même si un foudroiement a rendu inopérable le reste de l'aéronef 1.
De préférence, le système d'alimentation secondaire 11 est relié au système de commande général 7 et/ou au système d'alimentation général 9 afin que l'énergie stockée dans le système d'alimentation secondaire 11 puisse également être utilisée en situation nominale. On limite ainsi les dimensions et les masses des batteries au niveau de la plateforme centrale 2 en faisant travailler en parallèle les systèmes d'alimentations secondaires 11 et le système d'alimentation général 9. On s'assure toutefois que les systèmes d'alimentations secondaires 11 possèdent toujours chacun une autonomie permettant l'atterrissage d'urgence de l'aéronef 1 même s'ils sont utilisés en situation nominale. De préférence, chaque système d'alimentation secondaire 11 a ainsi une autonomie allant de quelques minutes à quelques dizaines de minutes.
On note ainsi ici que les systèmes d'alimentations secondaires 11 ne sont pas entièrement indépendants du système d'alimentation générale 9 en situation nominale : en particulier les batteries des systèmes d'alimentations secondaires ne sont pas indépendantes ni ségréguées du système d'alimentation générale 9 en situation nominale. Ainsi et de préférence, un élément de sécurité est préférentiellement agencé au niveau de chaque liaison entre chaque système d'alimentation secondaire 11 et l'extérieur du bloc propulsif 4 associé audit système. L'élément de sécurité est par exemple un fusible.
En cas de surtension et/ou de panne, l'élément de sécurité coupe toute liaison électrique permettant en conséquence de rendre complètement indépendants les systèmes d'alimentations secondaires 11 (et donc les batteries) du système d'alimentation générale 9.
Mis à part pour le système d'alimentation secondaire 11, les appareils de secours ne sont pas reliés à l'ensemble système 8 ou au système d'alimentation général 9 afin d'éviter qu'une panne au niveau de l'ensemble système 8 et/ou du système d'alimentation général 9 ne puisse se propager jusqu'aux appareils de secours. En l'absence de panne, le système de commande général 7 pilote les différents moteurs 5 des blocs propulsifs 4 alimentés par le système d'alimentation général 7 et éventuellement par les systèmes d'alimentation secondaires 11. Les organes de commande secondaires 10 n'interviennent alors pas dans ce pilotage des moteurs 5.
En cas de panne, on passe d'un contrôle centralisé au niveau du système de commande général 7 à un contrôle localisé au niveau de chacun des organes de commande secondaires 10. De préférence, on ne bascule dans le contrôle localisé que si la panne ne peut être compensée par exemple par un équipement redondant de celui défectueux.
Ce basculement est ordonné soit via un ordre interne (généré par un mécanisme robuste embarqué qui est éventuellement alimenté par un ou plusieurs systèmes d'alimentations secondaires 10 et/ou un ordre du pilote en cas de vol habité) soit via un ordre externe (par liaison radio par exemple). Une panne du système d'alimentation général 11 peut être détectée par exemple par mesure du niveau de puissance électrique fournie par ledit système d'alimentation général 11. Une panne de l'ensemble système 8 peut être détectée par exemple aux niveaux des ports d'entrée et/ou de sortie de l'ensemble système 8.
L'ordre interne ou externe entraîne ici :
- une activation des organes de commande secondaires 10,
- une passivation des commandes éventuelles pouvant encore provenir de l'ensemble système 8, une coupure des lignes d'alimentation provenant du système d'alimentation général 9.
On isole ainsi chaque bloc propulsif 4 du reste de l'aéronef 1 d'un point de vue de l'alimentation comme de la commande.
Chaque organe de commande secondaire 10 prend alors le contrôle de son bloc propulsif 4 pour en asservir le moteur 5 de manière à contrôler l'assiette de l'aéronef 1 mais également dans le cas présent la portance de l'aéronef 1. Plus précisément ici, dans chaque bloc propulsif 4, l'organe de commande secondaire 10 s'appuie sur deux boucles d'asservissement imbriquées fonctionnant en parallèle pour piloter le moteur 5 associé :
- Une première boucle est dédiée au contrôle de la portance de l'aéronef et permet, à partir de données transmises par le deuxième capteur 13, de piloter le moteur 5 afin de répondre à une consigne représentative d'une valeur de portance verticale fixe de l'aéronef. L'organe de commande secondaire 10 s'appuie pour cela sur une mesure d'erreur entre la mesure effectuée par le deuxième capteur 13 et ladite consigne, mesure d'erreur corrigée par l'intermédiaire d'un régulateur qui est préférentiellement un régulateur PID.
- Une deuxième boucle est dédiée au contrôle de l'assiette de l'aéronef et permet, à partir de données transmises par le premier capteur 12, d'adapter le pilotage du moteur 5 afin de répondre également à une consigne d'assiette horizontale de l'aéronef (dans ce but, l'organe de commande secondaire 10 adapte le pilotage de manière à osciller autour de la valeur de portance verticale fixe pour réguler l'assiette). L'organe de commande secondaire 10 s'appuie pour cela sur une mesure d'erreur entre la mesure effectuée par le premier capteur 12 et ladite consigne, mesure d'erreur corrigée par l'intermédiaire d'un régulateur qui est préférentiellement un régulateur PID.
Chaque appareil de secours agit ainsi de manière indépendante des autres en ne se fiant qu'à ses propres premier et deuxième capteurs.
On obtient ainsi une chute contrôlée de l'aéronef 1 à une vitesse relativement stable, dans une attitude stabilisée à l'horizontale. En particulier, on limite ainsi un risque de basculement de l'aéronef 1 lors de sa chute même en cas de perturbations notamment aérologiques.
De préférence, pour programmer les différentes lois de pilotage et par exemple les coefficients des régulateurs PID, on tient compte de la position géométrique du bloc moteur 4 considéré vis-à-vis du centre de gravité de l'aéronef 1 et/ou du nombre de blocs propulsifs 4 et/ou de la charge de l'aéronef 1 (masse propre et masse de la charge utile potentielle) ...
Préférentiellement, afin d'assurer une bonne stabilité de l'aéronef 1, les organes de commande secondaires 10 sont configurés de sorte que les lois de commande utilisées au sein de chaque bloc propulsif 4 sont les mêmes pour chaque bloc propulsif 4.
De la sorte, comme les taux de chutes mesurés par les deuxièmes capteurs 13 seront similaires pour chaque bloc propulsif 4, les premières boucles seront relativement stables et faciliteront la stabilisation des deuxièmes boucles.
De préférence, chaque organe de commande secondaire 10 est configuré pour ordonner l'arrêt du moteur 5 considéré lorsqu'une donnée générée par le deuxième capteur 13 permet de déduire que le taux de chute est en dessous d'un seuil prédéterminé, et de préférence est nul, pour une durée prédéterminée .
Le deuxième capteur 12 permet donc également de détecter l'arrivée au sol de l'aéronef 1 et de provoquer la coupure du moteur 5 associé.
Une simulation et ses résultats vont être à présent décrits.
Comme visible à la figure 3, l'aéronef a un repère Rd qui lui est propre. Ce repère Rd est défini vis-à-vis d'un repère terrestre fixe par les angles d'Euler (Q, cp, y) correspondant respectivement aux angles de tangage, de roulis et de lacet de l'aéronef. L'aéronef a par ailleurs une masse m, un moment d'inertie J et comporte quatre blocs propulsifs 101, 102, 103, 104 agencés en extrémité chacun d'un des quatre bras de l'aéronef, les bras ayant tous la même longueur a. Les moteurs du premier bloc propulsif 101 et du deuxième bloc propulsif 102 agencés à l'opposé l'un de l'autre tournent dans un même premier sens et les moteurs du troisième bloc propulsif 103 et du quatrième bloc propulsif 104 agencés à l'opposé l'un de l'autre tournent dans un même deuxième sens .
Pour simplifier la simulation on ne considère que les efforts et couples suivants :
- la portance verticale Fl, F2, F3 et F4 au niveau de chacun des blocs propulsifs, les couples Ml, M2, M3 et M4 générés par chacun des moteurs,
- les couples engendrés par les portances verticales des moteurs (chaque couple étant ici considéré comme proportionnel à la portance verticale du moteur considéré), et
- le poids P de l'aéronef (généré par la masse propre de l'aéronef et celle de sa charge utile).
On considère ainsi les équations de la dynamique suivantes, établies dans le repère Rd de l'aéronef:
Figure imgf000016_0001
avec Ctot la somme des couples générés par les moteurs et des couples engendrés par les portances verticales.
Ces deux équations sont implémentées en blocs dans un logiciel de simulation (ici Simulink, marque déposée), chaque moteur étant simulé de manière indépendante. Par simplification, les dynamiques des moteurs n'ont pas été modélisées : on suppose donc ici que la sortie de chaque moteur correspond directement à la portance verticale du bloc propulsif 101, 102, 103, 104 considéré Fl, F2, F3 et
F4 . Chaque ordre de portance verticale Fl, F2, F3 et F4 est généré au vu d'une consigne générale de vitesse verticale Vz fixe de l'aéronef dans le repère fixe (représentative d'une valeur de taux de chute de l'aéronef et également de la portance verticale de l'aéronef) et d'une consigne générale d'angle de tangage Q égale à 90 degrés (représentative de l'assiette de l'aéronef dans le repère fixe) et d'une régulation d'erreurs sur ces deux paramètres Vz et Q à l'aide de correcteurs PID.
De manière générale, afin de suivre la consigne d'angle de tangage Q égale à 90 degrés, chaque bloc propulsif est asservi de manière à suivre une consigne d'angle combinant l'angle de roulis de l'aéronef et l'angle de tangage de l'aéronef pour maintenir l'assiette de l'aéronef horizontale .
Dans le cas présent, de par la configuration particulière à quatre blocs propulsifs, deux blocs propulsifs opposés sont agencés sur l'axe de roulis de l'aéronef et deux blocs propulsifs opposés sont agencés sur l'axe de tangage de l'aéronef : dans ces conditions pour maintenir l'assiette de l'aéronef horizontale la consigne d'angle sur deux blocs propulsifs multiplie l'angle de roulis par un facteur zéro de sorte que la consigne d'angle ne dépende plus que de l'angle de tangage de l'aéronef et la consigne d'angle sur deux blocs propulsifs multiplie l'angle de tangage par un facteur zéro de sorte que la consigne d'angle ne dépende plus que de l'angle de roulis de 1'aéronef.
Ainsi, l'angle de roulis et l'angle de tangage sont traités de manière équivalente en cas de panne.
Le schéma de simulation correspondant est visible à la figure 4.
On lance ensuite une simulation en prenant comme consigne de vitesse verticale fixe :
Vz = -2 m/s ; et les paramètres de l'aéronef suivants : m = 2 kg a = 0,2 m
J = 2.10-313 kg/m2 (13 étant le moment principal d'inertie sur la troisième colonne de la matrice d'inertie diagonalisée) .
Au bout de 50 secondes de simulation, on introduit un couple de perturbation constant de 1 N.m sur l'axe de roulis de l'aéronef.
L'évolution dans le temps de l'angle Q et des portances verticales Fl et F2 sont représentées à la figure 5 et l'évolution dans le temps de la vitesse verticale Vz et des portances verticales Fl et F2 sont représentées à la figure 6.
On observe avec les courbes des figures 5 et 6 que l'aéronef arrive bien à se stabiliser autour de la vitesse verticale de consigne de -2 m/s tout en conservant son assiette horizontale malgré la perturbation.
Il convient de noter qu'une même perturbation sur l'axe de tangage amène à un résultat similaire.
Bien entendu l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et on peut y apporter des variantes sans sortir du cadre de l'invention.
En particulier, bien qu'ici l'aéronef soit un drone, l'aéronef pourra être d'un autre type et être par exemple un engin volant habité et/ou un engin volant à voilure fixe. L'aéronef pourra par exemple être autonome ou semi- autonome. L'aéronef pourra par exemple être électrique ou hybride. L'aéronef pourra ainsi être un aéronef à décollage et atterrissage verticaux plus connu sous l'acronyme anglais VTOL tel qu'un VTOL à rotors basculants (plus connu sous le terme anglais de tiltrotor). L'aéronef pourra également être un girodyne (plus connu sous le terme anglais de «compound helicopter ». L'aéronef pourra être un aéronef répondant au concept de mobilité aérienne urbaine (plus connu sous le terme anglais Urban Air Mobility).
L'aéronef pourra être employé pour tout type d'applications qu'elles soient civiles ou militaires : reconnaissance de terrains, transport de passagers ou d'objets, prises de vues ...
En outre, bien qu'ici l'aéronef comporte quatre blocs propulsifs, l'aéronef pourra comporter un autre nombre de blocs propulsifs à condition d'en comporter au moins deux. On préférera toutefois avoir un aéronef avec au moins quatre blocs propulsifs. L'aéronef comportera de préférence un nombre pair de blocs propulsifs et préférentiellement un nombre de blocs propulsifs qui est un multiple de quatre. L'aéronef pourra ainsi comporter huit blocs propulsifs ou bien douze blocs propulsifs ou bien seize blocs propulsifs.
Dans le cas où l'aéronef comporte un nombre important de blocs propulsifs (par exemple et de manière non limitative dans le cas où l'aéronef comporte au moins huit blocs propulsifs) seuls certains blocs pourront être équipés d'un appareil de secours. Alternativement, le dispositif de secours comportera autant d'appareils de secours qu'il y a de blocs propulsifs dans l'aéronef.
Le dispositif de secours pourra ne pas comporter de capteur de mesure d'au moins une donnée représentative de la portance vertical de l'aéronef et/ou de son taux de chute et/ou de sa vitesse verticale. Dans ce cas la portance verticale de l'aéronef sera considérée fixe : une valeur prédéterminée représentative de cette portance verticale sera alors enregistrée dans les organes de commande secondaires pour pouvoir être utilisée en cas de panne dans le pilotage des moteurs. On rappelle que la portance verticale est dépendante de la charge : on s'appuiera donc sur la charge de l'aéronef et de sa potentielle charge utile pour fixer cette valeur prédéterminée. En conséquence, les organes de commande pourront piloter les moteurs à partir d'une seule boucle d'asservissement au lieu de deux.
Par ailleurs chaque appareil de secours pourra être entièrement isolé du système de commande général et du système d'alimentation général, batteries comprises. On aura ainsi une indépendance, une ségrégation entre les systèmes d'alimentation secondaires (en particulier de leurs batteries potentielles) et le système d'alimentation général.
Bien qu'ici le régulateur de la deuxième boucle de contrôle de l'assiette de l'aéronef soit un régulateur PID, le régulateur pourra être plus simple et être par exemple de type proportionnel et/ou de type dérivé et/ou de type intégral. On pourra aussi avoir un régulateur plus complexe. On préférera toutefois employer un PID.
De la même façon bien que le régulateur de la première boucle de contrôle de la portance verticale de l'aéronef soit un régulateur PID, le régulateur pourra être plus simple et être par exemple de type proportionnel et/ou de type dérivé et/ou de type intégral. On pourra aussi avoir un régulateur plus complexe.
Le passage d'un contrôle généralisé des blocs propulsifs à un contrôle localisé pourra être irréversible ou pourra être réversible (après atterrissage de l'aéronef et opération (s) de maintenance et/ou en vol directement si la panne est résolue).
La ou les batteries du système d'alimentation secondaire pourront être agencées autrement et par exemple ne pas être juxtaposées au moteur. La ou les batteries du système d'alimentation secondaire pourront être agencées le long du moteur et/ou autour du moteur et par exemple circonférentiellement au moteur.
Les blocs propulsifs pourront ne pas comporter d'enceinte de protection ou pourront comporter une autre enceinte que celle décrite et par exemple une enceinte de protection mécanique et/ou électrique et/ou électromagnétique et/ou anti-feu ...
Bien qu'ici les appareils de secours soient entièrement logés dans les blocs propulsifs (que les blocs propulsifs comportent ou non des enceintes de protection et/ou que les appareils de secours soient logés entièrement, en partie ou pas du tout dans les enceintes de protection éventuelles), les appareils de secours pourront être agencés en tout ou partie hors des blocs propulsifs. On préférera alors avoir les appareils de secours à proximité immédiate des blocs propulsifs par exemple en les agençant sur les bras de liaison.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aéronef comprenant au moins:
- Une plateforme centrale (2) ;
- Au moins deux blocs propulsifs (4) reliés à la plateforme centrale, chaque bloc propulsif comportant un moteur (5) et une hélice (6) entraînée par le moteur du bloc considéré
} Un système de commande général (7) pour contrôler les différents blocs propulsifs ;
- Un système d'alimentation général (9) pour alimenter 1'aéronef, l'aéronef étant caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de secours destiné à amortir la chute de l'aéronef en cas de panne, le dispositif de secours comportant au moins deux appareils de secours, chaque appareil de secours étant associé à respectivement l'un des blocs propulsifs, chaque appareil de secours comportant ainsi au moins :
- un organe de commande secondaire (10) ;
- un système d'alimentation secondaire (11) ; et un capteur de mesure (12) d'au moins une donnée représentative de l'assiette de l'aéronef ; les organes de commande secondaires se suppléant en cas de panne au système de commande général pour générer chacun une consigne à destination du moteur du même bloc que l'organe de commande secondaire considéré à partir d'une mesure fournie par le capteur du même bloc ; chaque appareil de secours étant ainsi apte à travailler de manière indépendante des autres appareils de secours.
2. Aéronef selon la revendication 1, dans lequel le dispositif de secours comporte autant d'appareils de secours qu'il y a de blocs propulsifs (4) dans l'aéronef.
3. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque système d'alimentation secondaire comporte au moins une batterie, la ou les batteries dudit système d'alimentation secondaire étant toutes ségréguées du système d'alimentation générale.
4. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque système d'alimentation secondaire (11) est quant à lui agencé au moins en partie autour du moteur (5) du bloc considéré.
5. Aéronef selon la revendication 4, dans lequel chaque système d'alimentation secondaire (11) comporte au moins une batterie, la ou les batteries dudit système d'alimentation secondaire étant toutes agencées de manière juxtaposées au moteur (5) du bloc considéré.
6. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le capteur (12) est de type inertiel.
7. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque bloc propulsif (4) comporte une enceinte (14) de protection à l'intérieur de laquelle sont agencés le moteur et au moins une partie de l'appareil de secours associé.
8. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 2 ou 4 à 7, dans lequel chaque système d'alimentation secondaire (10) est relié électriquement au système d'alimentation général et/ou au système de commande général.
9. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque appareil de secours comporte en outre un deuxième capteur (13) de mesure d'au moins une donnée représentative de la portance vertical de l'aéronef, de son taux de chute ou de sa vitesse verticale.
10. Aéronef selon la revendication 9, dans lequel le deuxième capteur (13) est un capteur de pression.
11. Aéronef selon l'une des revendications 9 ou 10, dans lequel chaque organe de commande secondaire (10) s'appuie sur deux boucles d'asservissement imbriquées fonctionnant en parallèle pour piloter le moteur associé : - Une première boucle est dédiée au contrôle de la portance et permet, à partir de données transmises par le deuxième capteur (13), de piloter le moteur afin de répondre à une consigne représentative d'une valeur de portance verticale fixe ;
- Une deuxième boucle est dédiée au contrôle de l'assiette et permet, à partir de données transmises par le premier capteur (12), d'adapter le pilotage du moteur afin de répondre également à une consigne représentative d'une assiette horizontale.
12. Aéronef selon la revendication 11, dans lequel chaque organe de commande secondaire (10) s'appuie sur une mesure d'erreur entre la mesure effectuée par le premier capteur (12) et la consigne représentative d'une assiette horizontale pour piloter le moteur du bloc associé, mesure d'erreur corrigée par l'intermédiaire d'un régulateur PID.
13. Aéronef selon la revendication 12, dans lequel la consigne représentative d'une assiette horizontale est une consigne d'angles de tangage et de roulis.
14. Aéronef selon la revendication 11, la revendication 12 ou la revendication 13, dans lequel chaque organe de commande secondaire (10) s'appuie sur une mesure d'erreur entre la mesure effectuée par le deuxième capteur (13) et la consigne représentative d'une valeur de portance verticale fixe pour piloter le moteur du bloc associé, mesure d'erreur corrigée par l'intermédiaire d'un régulateur.
15. Aéronef selon la revendication 13, dans lequel la consigne représentative d'une portance verticale est une consigne de vitesse verticale.
16. Aéronef selon l'une des revendications 9 à 15, dans lequel chaque organe de commande secondaire (10) est configuré pour ordonner l'arrêt du moteur considéré lorsqu'une donnée générée par le deuxième capteur (13) permet de déduire que le taux de chute est en dessous d'un seuil prédéterminé pendant un laps de temps prédéterminé.
17. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, comportant au moins quatre blocs propulsifs (4).
18. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'aéronef est à voilure tournante.
19. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'aéronef est un drone ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux.
PCT/EP2020/071574 2019-08-02 2020-07-30 Aeronef comprenant un dispositif de secours en cas de panne WO2021023632A1 (fr)

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