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Title:
LIGHT UNMANNED VERTICAL TAKEOFF AERIAL VEHICLE
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2016/092102
Kind Code:
A1
Abstract:
The disclosure thus relates to a light unmanned vertical takeoff aerial vehicle (1) which comprises at least two fixed coplanar propulsion devices (7) and at least one wing (3) providing the drone (1) with lift. The coplanar propulsion devices (7) and the wing (3) are each arranged on the framework (10) of the drone (1) such that the plane of the chord of the profile of the wing (3) is substantially parallel to the plane defined by the two coplanar propulsion devices (7). The wing (3) is capable of a pivoting movement with respect to the framework (10) about an axis parallel to the pitch axis of the drone (1). The disclosure also relates to a method for controlling a light unmanned aerial vehicle (1) like the one described hereinabove, which involves a step of controlling the orientation of the wing (3), which uses at least one parameter pertaining to the flight of the drone (1).

Inventors:
MORIN, Pascal (16 Cours Ferdinand de Lesseps, Rueil Malmaison, Rueil Malmaison, 92500, FR)
GASTE, Olivier (98 rue de la Marne, Sevran, Sevran, 93270, FR)
PHUNG, Duc-Kien (28 rue Pierre Semard, Vitry Sur Seine, Vitry Sur Seine, 94400, FR)
Application Number:
EP2015/079497
Publication Date:
June 16, 2016
Filing Date:
December 11, 2015
Export Citation:
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Assignee:
UNIVERSITE PIERRE ET MARIE CURIE (UPMC) (4 Place Jussieu, Paris, Paris, 75005, FR)
CENTRE NATIONAL DE LA RECHERCHE SCIENTIFIQUE (3 rue Michel Ange, Paris Cédex 16, Paris Cédex 16, 75794, FR)
International Classes:
B64C3/38; B64C27/22; B64C29/00
Domestic Patent References:
WO2014172719A22014-10-23
Foreign References:
US20140124613A12014-05-08
US3107882A1963-10-22
Attorney, Agent or Firm:
LE SAUX, Gaël (90333, BTechnopole Atalante,16B, rue de Jouane, Bretagne Rennes Cedex 7, 35703, FR)
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Claims:
REVENDICATIONS

Véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical comprenant au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires fixes et au moins une aile assurant la portance dudit véhicule aérien, lesdits dispositifs de propulsion coplanaires et ladite aile étant chacun agencés sur l'armature dudit véhicule aérien tels que le plan de la corde de profil de ladite aile est sensiblement parallèle au plan défini par lesdits au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires, véhicule caractérisé en ce que ladite au moins une aile est mobile en pivotement par rapport à ladite armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage dudit véhicule aérien, l'axe de pivotement de l'aile étant situé en avant d'un axe sensiblement parallèle à l'axe de pivotement et appelé axe du point de pression. Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend quatre dispositifs de propulsion coplanaires.

Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un dispositif de propulsion coplanaire se présente sous la forme d'un rotor et d'une surface portante en rotation autour de l'axe dudit rotor.

Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite au moins une aile est mobile entre au moins deux positions :

une position dans laquelle la portance de ladite au moins une aile est sans influence sur la dynamique de vol dudit véhicule ;

une position dans laquelle la portance de ladite au moins une aile influe sur la dynamique de vol dudit véhicule.

Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'orientation de ladite au moins une aile par rapport à ladite armature est fonction d'au moins un paramètre de vol dudit véhicule aérien.

Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend au moins deux ailes. Véhicule aérien selon la revendication 6, caractérisé en ce que lesdites ailes sont agencées symétriquement sur ladite armature, de part et d'autre d'un plan parallèle audit axe de tangage, ledit plan comprenant le centre de gravité dudit véhicule aérien.

Véhicule aérien selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'au moins une desdites ailes comprend une pluralité de parties mobiles en pivotement les unes par rapport aux autres selon un axe parallèle à l'axe de tangage dudit véhicule aérien.

Véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite au moins une aile est agencée de manière amovible sur ladite armature.

Méthode de contrôle de l'orientation d'une aile d'un véhicule aérien selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une étape de contrôle d'une orientation d'une aile en fonction d'au moins un paramètre de vol dudit véhicule aérien.

Description:
VÉHICULE AÉRIEN LÉGER SANS ÉQUIPAGE À DÉCOLLAGE VERTICAL

1. Domaine

La divulgation concerne les véhicules aériens légers sans équipage, communément appelés drones, à décollage vertical. Plus précisément, la divulgation concerne les drones dits « convertibles » qui sont adaptés pour effectuer efficacement à la fois du vol stationnaire et du vol rapide entre deux destinations.

La divulgation concerne notamment un drone convertible qui allie, de part sa structure non complexe, une autonomie énergétique et une maniabilité satisfaisantes.

2. Art antérieur

Les drones à décollage et atterrissage verticaux, et notamment les quadrirotors, sont devenus omniprésents dans le monde des mini-drones. Leur principal intérêt réside dans la grande simplicité de leur conception, en comparaison avec la structure de type hélicoptère qui a longtemps prévalu dans ce domaine. Ces drones présentent cependant l'inconvénient de ne disposer que d'une faible autonomie énergétique, compte tenu notamment de leur faible portance en vol rapide, en comparaison avec les aéronefs à voilure fixe de type avion.

Parallèlement, dans le domaine des véhicules aériens avec pilote, des recherches visent à rendre des véhicules à décollage vertical « convertibles », en augmentant leur portance en vol rapide par l'ajout d'une ou de plusieurs ailes. A ce titre, certains aéronefs dits de type « tail-sitter », décollent à la verticale, basculent à l'horizontale en phase de vol rapide, puis reprennent une position verticale pour atterrir. Le basculement de l'aéronef lors de la transition entre la phase de vol stationnaire et la phase de vol rapide (nommé « transition de phase » dans la suite du texte) tend cependant à déséquilibrer l'appareil et à le rendre plus difficile à manœuvrer.

D'autres véhicules convertibles dits de type « tilt-rotor » comprennent des ailes rigidement liées à leur armature, et équipées à leur extrémité d'un rotor apte à pivoter autour de l'axe de l'aile. Lors de la phase de décollage, le rotor est orienté à la verticale, vers le haut. Lors de la transition de phase, le rotor pivote de 90° afin de s'orienter vers l'avant de l'appareil, à la manière d'un avion. La portance alors exercée par les ailes en vol rapide permet de réduire la consommation énergétique du véhicule de type « tilt- rotor ». Ces véhicules de type « tilt-rotor » présentent cependant de nombreux inconvénients. En premier lieu, le système de propulsion d'un « tilt-rotor » est techniquement plus complexe à mettre en œuvre que celui d'un drone à voilure tournante traditionnel, compte tenu de l'ajout des ailes et surtout de la mise en œuvre de mécanismes de rotation des rotors à l'extrémité de chacune d'elles. L'ajout de ces éléments contribue notamment à augmenter la masse totale du véhicule de type « tilt- rotor », et donc sa consommation énergétique. En deuxième lieu, l'aile orientée à l'horizontale lors de la phase de décollage du véhicule de type « tilt-rotor » se trouve dans le sillage du rotor. Une partie de l'effort de poussée exercé par le rotor est donc dissipée par interférence avec l'aile, aggravant plus encore le bilan énergétique du « tilt- rotor ». En troisième lieu, les variations rapides et importantes des forces aérodynamiques agissant sur la structure du drone, lors de la transition de phase, rendent le véhicule de type « tilt-rotor » plus instable et par conséquent, plus difficile à contrôler. Enfin, il convient de noter que les ailes du « tilt-rotor » sont rigidement liées à son armature. De ce fait, un changement de l'angle d'attaque des ailes n'est possible que par le biais d'une réorientation de l'ensemble du dispositif. Un tel agencement limite donc la maniabilité du véhicule de type « tilt-rotor » et plus précisément, sa capacité à adopter aisément, et indépendamment de l'orientation de son armature, une configuration lui permettant de maximiser l'enveloppe de vol (portance) de ses ailes et ainsi, de minimiser sa consommation énergétique.

Un autre type de véhicule convertible, dit « tilt-wing », met en œuvre des ailes orientables par rapport à son armature. Les rotors de propulsion sont rigidement liés à chacune des ailes du tilt-wing et c'est donc l'ensemble rigide formé par ses ailes et ses rotors qui pivote par rapport à son armature. Bien que le tilt-wing permette de répondre à certaines difficultés posées par les tilt-rotors, en limitant les articulations de type pivot à la jonction entre l'armature et les ailes, et en réduisant la surface apparente des ailes dans le sillage des rotors en phase de décollage, le tilt-wing présente néanmoins de nombreux inconvénients techniques majeurs. En premier lieu, l'angle d'attaque élevé des ailes lors de la transition de phase peut engendrer le décrochage du véhicule de type « tilt-wing », ce qui réduit significativement sa stabilité. En second lieu, le tilt-wing peut être particulièrement difficile à manœuvrer en phase de décollage, compte tenu de la prise au vent importante de ses ailes. Enfin, la fixation rigide des rotors du tilt-wing sur ses ailes limite sa maniabilité et plus précisément, sa capacité à adopter aisément, et indépendamment de l'orientation de ses rotors (et de l'orientation de l'effort de poussée qui en découle), une configuration lui permettant de maximiser l'enveloppe de vol de ses ailes et ainsi, de minimiser sa consommation énergétique.

Compte tenu des nombreux inconvénients techniques inhérents à la mise en œuvre des véhicules de types « tilt-rotor » et « tilt-wing » ; tels que leur importante consommation énergétique, leur complexité technique, leur instabilité en vol stationnaire et/ou lors de leur transition de phase, et leur maniabilité limitée ; il s'impose à l'évidence qu'un homme du métier cherchant à accroître l'autonomie énergétique et la maniabilité d'un drone à voilure tournante, tout en palliant les inconvénients techniques mentionnés ci-dessus, n'aurait pas été incité à s'inspirer de ces types particuliers de véhicules avec pilote convertibles, ces derniers présentant d'une part de nombreux préjugés techniques à dépasser et d'autres part des problématiques de mise en œuvre globalement éloignées de celles des mini drones (dont le poids, l'envergure et la source d'énergie sont des caractéristiques éloignées du poids, de l'envergure et de la source d'énergie d'un véhicule avec pilote).

3. Résumé

La technique proposée ne présente pas ces inconvénients de l'art antérieur. Plus particulièrement, dans au moins un mode de réalisation, la technique proposée se rapporte à un véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical comprenant au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires fixes et au moins une aile assurant la portance du véhicule aérien. Les dispositifs de propulsion coplanaires et l'aile sont chacun agencés sur l'armature du véhicule aérien tels que le plan de la corde de profil de l'aile est sensiblement parallèle au plan défini par les deux dispositifs de propulsion coplanaires. Ce véhicule est caractérisé en ce que l'aile est mobile en pivotement par rapport à l'armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage du véhicule aérien. Le terme « fixe » tel qu'utilisé dans la description qualifie une liaison mécanique complète qui ne laisse aucun degré de liberté. Le terme « armature » désigne l'ensemble formé par les éléments de structure du véhicule aérien. L'expression « corde de profil » désigne la ligne séparant le centre de courbure du bord d'attaque de l'aile du bord de fuite.

La présence d'une ou plusieurs ailes pivotantes permet ainsi au véhicule aérien de réduire sa consommation énergétique tout en augmentant son autonomie, et ce sans nuire à ses capacités de décollage et d'atterrissage en mode vertical. En effet, un tel véhicule aérien peut adopter aisément, et indépendamment de l'orientation de ses dispositifs de propulsion (et de l'orientation de l'effort de poussée qui en découle), une configuration permettant à son aile de bénéficier de la portance pouvant être offerte par un flux d'air présent au moment des différentes phases de décollage, de vol ou d'atterrissage du véhicule.

Le pivotement indépendant de l'aile du véhicule a également pour avantage de permettre à ce dernier d'adopter des configurations présentant une stabilité de vol satisfaisante, en minimisant par exemple la prise au vent de l'aile lors des phases de vol vertical. Les variations rapides de la portance de l'aile, engendrées par ses changements d'inclinaison, ont également une influence directe sur les mouvements effectués par le véhicule et permettent donc d'accroître la maniabilité de ce dernier.

Un tel véhicule a également pour avantage de présenter une complexité technique limitée, ce qui rend plus aisé sa production, son utilisation et sa maintenance.

Selon une caractéristique particulière, au moins une aile du véhicule est agencée en dehors de la zone de refoulement de l'air par les dispositifs de propulsion.

Cet agencement particulier de l'aile permet ainsi d'éviter de perturber le flux d'air nécessaire à la mobilité du véhicule, et ainsi d'optimiser l'effort effectif de poussée des dispositifs de propulsion.

Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend quatre dispositifs de propulsion coplanaires.

Un tel véhicule aérien a pour avantages de bénéficier d'une puissance de propulsion, d'une stabilité et d'une maniabilité satisfaisantes. Selon une caractéristique particulière, au moins un dispositif de propulsion coplanaire se présente sous la forme d'un rotor et d'une surface portante en rotation autour de l'axe du rotor.

Un tel dispositif de propulsion présente une faible complexité technique tout en permettant l'inversion du sens de rotation de la surface portante. Une telle inversion du sens de rotation est notamment mise en œuvre dans le cadre du contrôle des quadrirotors.

Selon une caractéristique particulière, au moins une aile est mobile entre au moins deux positions :

- une position dans laquelle la portance de l'aile est sans influence sur la dynamique de vol du véhicule ;

une position dans laquelle la portance de l'aile influe sur la dynamique de vol du véhicule.

Cette caractéristique permet d'adapter l'orientation de l'aile de manière à optimiser sa portance et/ou ses autres propriétés mécaniques (sa pénétration dans l'air par exemple).

Selon une caractéristique particulière, l'orientation d'au moins une aile par rapport à l'armature est fonction d'au moins un paramètre de vol du véhicule aérien.

L'orientation de l'aile est donc adaptable, de manière autonome (sans intervention d'un utilisateur), aux conditions de vol et à la vitesse de vol du véhicule. Les paramètres de vol du véhicule comprennent la vitesse de vol du drone et l'inclinaison de l'aile. L'expression « inclinaison de l'aile » désigne l'écartement angulaire de la ligne de corde de l'aile par rapport à l'axe de roulis du véhicule aérien.

Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend un dispositif de mesure de la vitesse de l'air au niveau du véhicule.

Un tel dispositif de mesure de la vitesse de l'air peut par exemple comprendre un anémomètre et/ou un tube de pitot.

Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend un actionneur apte à appliquer sur l'aile un couple de contrôle de sens opposé au couple engendré par les efforts aérodynamiques. Un tel actionneur présente l'avantage de permettre de faire varier l'inclinaison de l'aile de manière passive ou en d'autres termes, sans nécessiter la mise en œuvre d'un dispositif de mesure de la vitesse du véhicule.

Selon une caractéristique particulière, le véhicule aérien comprend au moins deux ailes.

Selon une caractéristique particulière, les ailes sont agencées symétriquement sur l'armature, de part et d'autre d'un plan parallèle à l'axe de tangage, ledit plan comprenant le centre de gravité du véhicule aérien.

Un tel agencement symétrique des ailes permet de générer des couples de tangage importants et d'améliorer la stabilité du véhicule en vol stationnaire. De plus, l'ajout des ailes ne déplace pas le centre de gravité de l'armature du véhicule. Un repositionnement de sa charge utile n'est donc pas nécessaire. De telles ailes peuvent donc être aisément adaptées sur une structure de quadrirotor qui à l'origine ne comprend pas d'aile.

Selon une caractéristique particulière, le débattement des ailes autour de leur axe de pivot est symétrique par rapport à la verticale.

Cette caractéristique permet permet au véhicule d'inverser directement son sens de déplacement, sans avoir à effectuer une rotation de lacet de 180°.

Selon une caractéristique particulière, au moins une aile comprend une pluralité de parties mobiles en pivotement les unes par rapport aux autres selon un axe parallèle à l'axe de tangage du véhicule aérien.

Le découplage de ces différentes parties d'une même aile permet d'améliorer sensiblement la maniabilité du drone, et notamment son aptitude au roulis.

Selon une caractéristique particulière, au moins une aile est agencée de manière amovible sur l'armature.

Cette caractéristique permet de rendre la structure aisément évolutive. Il est ainsi possible de remplacer les ailes initialement agencées sur l'armature par des ailes différentes (en terme de profil ou de corde par exemple), sans impacter le reste de la structure, sachant que différents types d'ailes seront plus ou moins adaptés en fonction des conditions de vol, de la vitesse de vol, et de la charge utile embarquée. La technique proposée se rapporte également à une méthode de contrôle de l'orientation d'une aile du véhicule aérien, caractérisée en ce qu'elle com prend au moins une étape de contrôle d'une orientation d'une aile en fonction d'au moins un paramètre de vol d u véh icu le aérien.

Selon une caractéristique particulière, cette méthode de contrôle com prend une étape de mesure de la vitesse de l'air au niveau du véhicule et/ou au sol.

Selon une caractéristique particulière, cette méthode de contrôle com prend une étape de m ise en œuvre d'un contrôleur de type ressort-amortisseur à gains variables.

Cette caractéristique a pour avantage de permettre de faire varier l'inclinaison de l'aile de manière passive ou en d'autres termes, sans nécessiter la mise en œuvre d'une étape de mesure de la vitesse du véhicule.

4. Figures

D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un mode de réalisation particulier de la divulgation, donné à titre de simple exem ple illustratif et non limitatif, et des dessins annexés, parm i lesquels :

la figure 1 illustre, selon une vue en perspective, un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;

la figure 2 illustre, selon une vue en coupe A-A, la portion avant selon une coupe B-B d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;

la figure 3 illustre, selon une vue de profil, u ne aile de d rone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;

la figure 4 illustre, selon une vue de profil, une aile de drone selon u n mode de réalisation particulier de la divulgation ;

la figure 5 est un diagramme qui illustre les étapes successives mises en œuvre lors de la conduite d'une méthode de contrôle d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;

la figure 6 est un diagramme qui illustre les étapes successives mises en œuvre lors de la conduite d'une méthode de contrôle d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ; la figure 7 illustre, selon une vue de profil, une aile de drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation ;

la figure 8 illustre le principe d'équilibrage entre le moment aérodynamique et le moment de gravité tel que mis en œuvre selon la présente technique ;

la figure 9 présente le principe de la modification de l'angle d'attaque par déplacement d'une masse tel que proposé dans la présente ;

la figure 10 présente un mode particulier d'actionnement de la masse mobile selon la présente.

Les différents éléments illustrés par les figures ne sont pas nécessairement représentés à l'échelle réelle, l'accent étant davantage porté sur la représentation du fonctionnement général de la divulgation.

5. Description

5.1. Principe général

La technique proposée se rapporte à un véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical et convertible qui comprend au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires liés rigidement à son armature. L'armature (ou corps) de ce véhicule, dit de type « tilt-body », est orientée selon un plan horizontal lorsque le véhicule est en vol stationnaire, et selon un plan plus ou moins incliné (variation de l'assiette du véhicule) lorsque le véhicule est en phase de vol rapide. C'est donc l'orientation de l'ensemble formé par l'armature du véhicule et ses dispositifs de propulsion, qui varie au cours de la transition de phase du véhicule.

Un tel véhicule comprend également au moins une aile assurant sa portance, et permettant par conséquent de réduire la consommation énergétique du véhicule en vol rapide. Cette aile est mobile en pivotement par rapport à l'armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage du drone. Un tel pivotement de l'aile, indépendamment de l'armature et des dispositifs de propulsion, permet notamment au véhicule d'adopter aisément une configuration lui permettant d'optimiser la portance de ses ailes et ainsi, de minimiser sa consommation énergétique. Un tel véhicule présente donc une autonomie énergétique et une maniabilité satisfaisantes. D'une manière générale, la divulgation se rapporte ainsi à un véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical qui comprend au moins deux dispositifs de propulsion coplanaires fixes et au moins une aile assurant la portance du drone. Les dispositifs de propulsion coplanaires et l'aile sont chacun agencés sur l'armature du drone de manière à ce que le plan de la corde de profil de l'aile soit sensiblement parallèle au plan défini par les deux dispositifs de propulsion coplanaires. L'aile est mobile en pivotement par rapport à l'armature, selon un axe parallèle à l'axe de tangage du véhicule.

La divulgation se rapporte également à une méthode de contrôle d'un tel véhicule qui comprend une étape de contrôle de l'orientation de l'aile, qui met en œuvre au moins un paramètre de vol du drone.

Le véhicule se présente par exemple sous la forme d'un drone équipé de quatre rotors coplanaires (quadrirotor), qui comprend deux ailes amovibles agencées symétriquement l'une par rapport à l'autre à l'avant et à l'arrière du drone. L'orientation de ces ailes est fonction d'au moins un paramètre de vol du drone, et est mobile entre au moins deux positions dans lesquelles les plans de corde de profil de ces ailes sont respectivement orientés selon des plans vertical et horizontal. Par ailleurs, une des ailes peut comprendre une pluralité de parties mobiles les unes par rapport aux autres, en pivotement autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage du drone.

Quels que soient les modes de réalisation, le véhicule proposé présente l'avantage de réduire la consommation énergétique du véhicule tout en augmentant son autonomie, et ce sans nuire à ses capacités de décollage et d'atterrissage en mode vertical. En effet, la présence d'une ou plusieurs ailes pivotantes, situées au-delà de la zone de refoulement de l'air par les dispositifs de propulsion permet d'une part d'éviter de perturber le flux d'air nécessaire à la mobilité du véhicule et d'autre part de bénéficier, le cas échéant, de la portance pouvant être offerte par un flux d'air ambiant, tel qu'un courant d'air naturellement présent au moment des différentes phases de décollage, de vol ou d'atterrissage du véhicule.

On présente par la suite un mode de réalisation particulier du véhicule aérien léger sans équipage à décollage vertical et convertible. Il est bien entendu que la portée de la présente n'est nullement limitée par ce mode de réalisation particulier et que d'autres modes de réalisation peuvent parfaitement être mis en œuvre.

5.2. Description de la structure d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation

La figure 1 illustre selon une vue en perspective un véhicule aérien léger sans équipage, ou drone (1). L'ensemble de la structure est agencé autour de la carène (2) du drone, et plus précisément, du centre de gravité (G) du drone localisé au centre de cette carène (2). Pour des raisons de clarté, l'ensemble de la description suivante prend pour référence un repère direct (G ; X ; Y ; Z) lié à l'armature (10) du drone et ayant pour centre le centre de gravité (G). L'axe Z correspond à l'axe de lacet du drone (1). Cet axe Z est sensiblement perpendiculaire au sol lorsque le drone (1) est en vol stationnaire. Z s'étend depuis la partie inférieure (basse) vers la partie supérieure (haute) du drone (1). L'axe X correspond à l'axe de roulis du drone (1) et s'étend depuis l'arrière vers l'avant du drone (1). L'axe Y correspond à l'axe de tangage du drone (1) et s'étend depuis la gauche vers la droite du drone (1). L'ensemble des constituants du drone (1), à l'exception des ailes (3), obéit à une double symétrie, par rapport au deux plans formés respectivement par les axes X et Z, et par les axes Y et Z. Les notions de parties supérieure, inférieure, avant, arrière, gauche, droite sont ici choisies arbitrairement pour les besoins de la description. De manière similaire, les termes « distal » et « proximal » qualifient respectivement des éléments ou parties d'éléments localisées à distance ou à proximité du centre (G).

Tel qu'illustré par les figures 1 et 2, la carène (2) présente une forme parallélépipédique de centre (G). Cette carène (2) comprend à chacun de ses quatre coins un bras de support (4) qui s'étend selon une direction distale sensiblement coplanaire. Chacun de ces bras de support (4) comprend sur sa face supérieure et à proximité de son extrémité distale un rotor (5) dont l'axe (5a) est orienté selon une direction parallèle à l'axe Z. Une surface portante (6) comprenant une pluralité d'hélices et agencée en pivotement autour de l'axe (5a) du rotor (5), selon un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe Z. L'ensemble constitué du rotor (5) et de la surface portante (6) forme un dispositif de propulsion (7). Chaque dispositif de propulsion est actionné par le biais d'une unité de traitement localisée dans la carène (2) du drone (1). Les variations du sens et de la vitesse de rotation des quatre rotors (5), les uns par rapport aux autres, permettent d'engendrer des mouvements de roulis, de lacet et de tangage du drone (1), selon un processus de contrôle connu de l'homme du métier. Chacune des extrémités distales des bras de support (4) est solidarisée à une barre de rattachement (8), qui s'étend selon une direction sensiblement parallèle à l'axe X. Les quatre barres de rattachement (8) sont solidarisées deux à deux, au niveau de leur extrémité proximale, par l'intermédiaire de deux barres de renfort (9). Une aile (3) et une aile (3) sont respectivement agencées à l'avant et à l'arrière du drone (1), de part et d'autre de la carène (2). Ces ailes (3) s'étendent selon des directions parallèles à l'axe de tangage Y entre les extrémités distales des barres de rattachement (8). Une liaison pivot autour d'un axe de pivot est assurée entre chaque extrémité des ailes (3) et les barres de rattachement (8). Les ailes (3) sont orientées autour de l'axe de pivot de manière à ce que le plan de corde de profil de chacune de ces ailes soit sensiblement parallèle au plan défini par les dispositifs de propulsion (7). Le plan de corde de profil est formé par la ligne de corde de profil (Le) et l'axe de pivot de l'aile.

Selon un mode de réalisation de la divulgation, le débattement des ailes (3) autour de leur axe de pivot est symétrique par rapport à la verticale, ce qui permet au drone (1) d'inverser directement son sens de déplacement, sans avoir à effectuer une rotation de lacet de 180°.

Un dispositif de contrôle d'orientation (tel qu'un servomoteur) monté entre l'extrémité distale de la barre de renfort (9) et l'axe de pivot d'une aile (3) permet l'asservissement de l'orientation de l'aile (3) à une valeur déterminée. Le dispositif de contrôle d'orientation est lui-même commandé par l'unité de traitement du drone. Selon un autre mode de réalisation de la divulgation, cet asservissement peut être effectué via d'autres types d'actionnement, en montage direct ou déporté (par l'intermédiaire d'une transmission).

L'armature (10) du drone correspond à l'ensemble formé par la carène (2), les bras de support (4), les barres de rattachement (8) et les barres de renfort (9) du drone (1). 5.3. Variations de l'orientation d'une aile d'un drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation

La figure 3 illustre plus en détail les variations possibles de l'orientation d'une aile (3) d'un drone (1). Pour des raisons de clarté, l'aile (3) est représentée selon une vue de profil qui correspond à un plan parallèle au plan médian du drone (1), perpendiculaire à l'axe de pivot de l'aile (3) en un point de pivot (P). L'aile (3) est considérée dans le cadre d'un repère terrestre direct (P ; X' ; Y' ; Z') centré en (P). Les axes X' et Y' sont parallèles au sol. Les axes Y' et Y sont parallèles entre eux. L'axe Z' est perpendiculaire au sol. L'assiette du drone correspond alors à l'angle formé entre les axes X et X'. L'inclinaison de l'aile (3), correspond à l'écartement angulaire de la ligne de corde (Le) par rapport à l'axe X. L'angle d'attaque (a) de l'aile (3) correspond à l'angle formé entre la direction de l'air et la ligne de corde de profil (Le). En faisant l'hypothèse selon laquelle la direction de l'air est parallèle à l'axe X', notamment en vol rapide, on en déduit que l'angle d'attaque (a) correspond à l'angle formé entre la ligne de corde (Le) de l'aile (3) et l'axe X'.

Lorsqu'une aile (3) est placée dans un flux d'air, la résultante des forces aérodynamiques (Fa) s'applique en un point (Cp), dit « Centre de Pression » (voir la partie gauche de la Figure 3). Pour un profil symétrique, la localisation de ce point (Cp) varie peu en fonction de l'angle d'attaque (a). Il est situé le long de l'axe de symétrie à environ un quart de corde du bord d'attaque. Lorsque le point de pivot (P) de l'aile est situé en avant de ce point (Cp), la force aérodynamique (Fa) engendre un couple qui a tendance à aligner l'aile (3) face au vent. C'est le principe de la girouette. En d'autres termes, l'angle d'attaque (a) de l'aile (3) tend vers une valeur nulle quelque soient les conditions de vent. Cette valeur n'est pas satisfaisante en elle-même car un angle d'attaque nul donne une portance nulle, mais il se situe proche des valeurs d'angles d'attaque intéressants d'un point de vue énergétique (angles d'attaque (a) petits). Bien entendu, le principe précédemment présenté est valable pour l'ensemble de l'aile : lorsque l'axe de pivotement de l'aile est situé en avant de l'axe du point de pression (ou axe du centre de pression) (l'axe traversant le point Cp et parallèle à l'axe de pivotement), la force aérodynamique (Fa) engendre un couple qui a tendance à aligner l'aile (3) face au vent.

Dans le cadre de la phase de vol stationnaire, ou vol vertical, le drone (1) se déplace selon une direction parallèle à l'axe Z'. La valeur d'angle d'attaque (a) optimale dépend alors de deux contraintes s'exerçant selon des directions perpendiculaires à savoir :

• La contrainte associée à la force de résistance de l'air (FrZ) à l'ascension du drone (1), dirigée du haut vers le bas selon l'axe Z'. La valeur de cette contrainte varie en fonction de la vitesse d'ascension du drone et de la surface apparente de la partie supérieure de l'aile (3). La valeur de cette surface diminue lorsque l'inclinaison de l'aile varie de 0° à 90°, et inversement.

• La prise au vent de l'aile (3). Cette contrainte dont la force (Fv) correspondante est orientée selon un axe horizontal, est fonction de la vitesse du vent et de la surface de l'aile en prise au vent. La valeur de cette surface en prise au vent est fonction l'inclinaison de l'aile (3).

Les valeurs respectives des contraintes résultants de l'action des forces (FrZ) et (Fv) sur l'aile (3) varient donc de manière inversement proportionnelle. La valeur optimale de l'inclinaison de l'aile correspond par conséquent à une valeur d'inclinaison pour laquelle la contrainte correspondant à la résultante de la somme des forces (FrZ) et (Fv) a une valeur minimale.

En pratique, dans l'hypothèse où la vitesse du vent est importante lors de la phase d'ascension du drone, il est préférable d'adopter une valeur d'inclinaison proche de 0°, afin de limiter la prise au vent des ailes et donc les mouvements de déportation du drone en dehors de l'axe Z', qui nuisent à sa stabilité. Il convient de noter qu'une telle optimisation d'inclinaison du drone est impossible dans le cadre d'un véhicule de type « tilt-wing ».

En revanche, dans l'hypothèse où la vitesse du vent est négligeable lors de la phase d'ascension du drone, il est préférable d'adopter une valeur d'inclinaison proche de 90°, afin de limiter la résistance de l'air à l'ascension du drone, et par conséquent l'énergie nécessaire à la réalisation de ce travail. Il convient de noter qu'une telle optimisation d'inclinaison de l'aile du drone est impossible dans le cadre d'un véhicule de type « tilt-rotor ». Selon un mode de réalisation de la divulgation, les ailes (3) sont aptes à être débrayées par rapport à l'armature (10) du drone de manière à pouvoir adapter passivement leur orientation en fonction des contraintes s' exerçant sur elles.

Dans le cadre de la phase de vol rapide, ou vol horizontal, le drone (1) se déplace selon une direction parallèle à l'axe X'. La valeur d'angle d'attaque optimale ne dépend alors que d'une seule contrainte qui est associée à la force de résistance de l'air (FrX) au déplacement horizontal du drone (1), dirigée selon l'axe X'. Tel que mentionné dans le texte ci-dessus, les valeurs d'angles d'attaque permettant de maximiser l'autonomie énergétique du drone sont alors proches de 0°. Le pivotement des ailes (3) par rapport au reste du drone (1) permet donc d'accroître la portance des ailes, et par conséquent d'améliorer l'autonomie énergétique du drone, pendant toutes les phases de vol et indépendamment de l'assiette de ce dernier et de l'orientation de ses rotors.

II convient de noter que la problématique liée, en vol rapide, à l'indépendance entre l'orientation des ailes et l'assiette du drone ne se pose pas dans le cadre des tilt- rotors et tilt-wing, l'orientation de l'armature étant constamment parallèle au sol dans les cas d'espèces.

Les variations des angles d'attaque des ailes, confèrent également au drone (1) une meilleure maniabilité, les changements rapides de portance ayant une influence directe sur les mouvements effectués par le drone. A ce titre et selon un mode de réalisation particulier de la divulgation, l'utilisateur a la possibilité de faire varier l'angle d'attaque des ailes à des fins de maniabilité, prenant alors le pas sur les méthodes de contrôle de l'inclinaison des ailes visant à réduire sa consommation énergétique.

Selon un mode de réalisation particulier et tel qu'illustré par la figure 4, une même aile (3) comprend une pluralité de parties (4a, 4b) mobiles en pivotement les unes par rapport aux autres selon un axe parallèle à l'axe de tangage Y du drone. Le découplage de ces différentes parties d'une même aile (3) permet alors d'améliorer sensiblement la maniabilité du drone (1), et notamment son aptitude au roulis. De manière com plémentaire, on précise que le décentrage de l'axe de pivot (qui passe par le point P sur la figure 3) fait en sorte que l'aile s'incline naturellement face au vent, ce dernier créant un couple qu i tend à ramener l'angle d'attaque à une valeur d ' équilibre égale à zéro. En raison du couple généré par la force de gravité (qui s'applique au centre de masse G sur la figure 8), cette valeur d'équilibre peut être différente de zéro. En effet, en l'absence de couples de commande externes, cette valeur d'équilibre résultera de l'équ ilibre entre le couple généré par les efforts aérodynam iques et le couple généré par les efforts de gravité. Il y a intérêt à situer le centre de masse en arrière de l'axe de pivot (P), afin de créer un angle d'attaque positif (proche de 90°) pour des petites valeurs de vitesse d'air ; cet angle d'attaque ayant alors tendance à se réduire naturellement lorsque la vitesse de l'air augmente, et donc à assurer u ne plus grande portance de l'aile.

Sur la base de ce principe d'équilibre, et afin de fournir un moyen de contrôle permanent de l'angle d'attaque, on m unit, dans un mode de réalisation particulier, l'aile d'un système de masse mobile. Un tel système permet de modifier la position du centre de masse (point G) et donc, suivant le principe rappelé ci-dessus et illustré sur la figure 9, de contrôler la valeur de l'angle d'attaque de manière simple et efficace : la masse mobile, se déplaçant perpendiculairement à l'axe de pivotement, permet de mod ifier le centre de masse de manière sim ple, quelque soit le flux d'air (i.e. quel que soit la vitesse de l'air).

U n mode particulier de réalisation de ce système de masse mobile est représenté sur la figure 10. La masse mobile, située entre deux rails, coulisse le long d'une vis sans fin . Un actionneur permet de contrôler la rotation de la vis sans fin, et donc de contrôler la position de la masse mobile. Ce système présente l'intérêt d'être transparent d'u n point de vue énergétique en vol établi : aucune énergie n'est nécessaire pour maintenir la masse mobile à une position fixe, car la masse ne bouge pas seule, la vis sans fin assurant un maintien de la position de la masse. Il est donc particulièrement intéressant d u point de vue de la présente qui vise justement à permettre une stabilité accrue et une lim itation de la consommation énergétique. 5.4. Méthode de contrôle de l'orientation d'une aile de drone selon un mode de réalisation particulier de la divulgation

Les figures 5 et 6 illustrent différentes méthodes de contrôle de l'orientation d'une aile d'un drone, selon des modes de réalisations de la divulgation, permettant d'obtenir un vol efficace d'un point de vue énergétique, et qui offre de bonnes propriétés de tenue au vent.

De telles méthodes sont par exemple obtenues en utilisant les méthodes disponibles dans l'état de la technique sur les voilures tournantes pour le calcul de la consommation énergétique, ainsi que les méthodes classiques de portance et de traînée aérodynamiques propres aux hélices et aux ailes. A partir de cette connaissance de l'inclinaison "optimale" de l'aile, le problème consiste à définir des méthodes de contrôle permettant d'asservir l'inclinaison de l'aile à cette inclinaison optimale.

Ces méthodes de contrôles mettent en œuvre au moins un paramètre de vol du drone. Les paramètres de vol du drone comprennent notamment la vitesse de vol du drone et l'inclinaison angulaire de l'aile par rapport à l'armature (10) du drone.

Le choix d'adoption d'une méthode plutôt que d'une autre dépend notamment des capteurs et actionneurs disponibles sur le drone (1) ou au sol.

Selon un premier mode de réalisation de la divulgation, illustré par la figure 5, une méthode de contrôle permet de faire varier l'inclinaison de l'aile en fonction de la vitesse de l'air.

Dans l'hypothèse selon laquelle le drone (1) est équipé de capteurs de type anémomètre ou tube de pitot permettant de mesurer la vitesse air au niveau du drone (1), la mesure directe de la vitesse air (11) et le modèle d'inclinaison optimale des ailes en fonction de la vitesse air donnent directement l'inclinaison optimale à atteindre (12).

Si cette inclinaison optimale est exprimée par rapport à l'armature (10) du drone

(13) (e.g., inclinaison des ailes (3) par rapport au plan des hélices (6)), le dispositif de contrôle d'orientation permet l'asservissement de l'inclinaison de l'aile à la valeur optimale. Si l'inclinaison optimale est exprimée par rapport à un repère terrestre (e.g. (P ; X' ; Y' ; Z')) (14), on peut la ré-exprimer par rapport à l'armature (10) du drone en utilisant l'estimation de l'assiette du drone (15), nécessaire par ailleurs pour le pilotage de l'engin.

Dans l'hypothèse selon laquelle la vitesse air est mesurée au sol, via un capteur GPS par exemple, on considère à des fins de simplification que le vent est négligeable. La vitesse sol est alors égale à la vitesse air et la méthode décrite précédemment s'applique. Dans la pratique, avec une telle méthode, on obtient de bons résultats lorsque le vent est effectivement négligeable, mais les performances se dégradent en cas de vent significatif.

Selon un deuxième mode de réalisation de la divulgation, illustré par la figure 6, une méthode de contrôle permet de contrôler l'inclinaison de l'aile en fonction du couple exercé par l'air sur l'aile. Une telle méthode ne requiert pas de mesure de vitesse. Cette approche est utilisable lorsqu'aucun capteur de vitesse n'est disponible, ou lorsque les conditions aérologiques font que la vitesse air ne peut être estimée de façon satisfaisante. Dans l'hypothèse d'un placement des points (P) et (Cp) tel que décrit dans la partie 5.3, le principe de cette méthode repose sur la mise en œuvre d'un contrôleur de type ressort-amortisseur (ou Proportionnel Dérivé) à gains variables.

On applique en premier lieu via un actionneur un couple de contrôle de sens opposé au couple engendré par les efforts aérodynamiques (cf. partie gauche de la figure 7). Ce couple, nulle lorsque l'aile pointe vers le haut, augmente lorsque l'aile s'incline à l'horizontal. Pour une certaine valeur d'inclinaison de l'aile, les deux couples se compensent, pour donner l'inclinaison d'équilibre (16) (cf. partie droite de la figure 7). Afin que cet équilibre soit stable, il convient d'ajouter dans le correcteur un terme de contrôle en vitesse d'inclinaison de l'aile (on obtient ainsi un contrôleur de type "Proportionnel-Dérivé", de type ressort amortisseur). Les gains du correcteur (gain du terme proportionnel) déterminent l'inclinaison d'équilibre. Ils sont donc choisis (17) de façon à ce que cette position soit la plus proche possible de l'inclinaison optimale donnée par le modèle. Les efforts aérodynamiques étant proportionnels au carré de la vitesse, il est possible de faire varier la "raideur" du contrôleur en fonction de l'inclinaison de l'aile. Ainsi, sans connaissance de la vitesse air, l'aile prend naturellement (18) une inclinaison efficace d'un point de vue énergétique (avec un angle d'attaque d'autant plus faible que la vitesse air est importante).